何凱樂,余永剛

(南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院,江蘇 南京 210094)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)使導(dǎo)彈武器在戰(zhàn)場(chǎng)上具有強(qiáng)大的機(jī)動(dòng)性以及超視距打擊能力,但此類武器在實(shí)戰(zhàn)條件下易因火災(zāi)或其他情況發(fā)生著火甚至爆炸。故提升火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱安全性能,增強(qiáng)我方導(dǎo)彈武器的戰(zhàn)場(chǎng)生存能力逐步引起學(xué)者們的重視。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱安全性屬于含能材料低易損性研究范疇,而快速烤燃和慢速烤燃試驗(yàn)則是考核推進(jìn)劑在熱刺激條件下的低易損性試驗(yàn),其響應(yīng)機(jī)理與推進(jìn)劑關(guān)鍵組分緊密相關(guān)[1-2]。烤燃試驗(yàn)可宏觀地得到試驗(yàn)對(duì)象的著火延遲時(shí)間和烤燃響應(yīng)等級(jí);而烤燃數(shù)值計(jì)算是利用計(jì)算機(jī)設(shè)備對(duì)試驗(yàn)對(duì)象的烤燃過程進(jìn)行數(shù)值模擬,獲得烤燃過程中的各項(xiàng)烤燃特性參數(shù),并對(duì)其熱安全性展開分析。

國內(nèi)外許多組織和學(xué)者均開展了烤燃試驗(yàn)的相關(guān)研究。美國軍方及北約組織針對(duì)彈藥受到意外刺激的反應(yīng)類型做出分級(jí),按反應(yīng)程度的不同分為6級(jí)并制定了相關(guān)判據(jù),完善了烤燃響應(yīng)的相關(guān)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)[3]。SUMRALL等[4]對(duì)鈍感炸藥進(jìn)行了快速烤燃試驗(yàn),測(cè)量并記錄了火焰溫度、壁面溫度隨時(shí)的變化情況。國內(nèi)學(xué)者王洪偉等[5]采用1.0 ℃/min升溫速率的加熱裝置和恒溫控制技術(shù),設(shè)計(jì)了一種烤燃試驗(yàn)裝置,對(duì)裝填聚黑(JH)炸藥進(jìn)行烤燃實(shí)驗(yàn),并對(duì)熱起爆臨界溫度開展數(shù)值計(jì)算。陳朗等[6]對(duì)DNAN炸藥進(jìn)行烤燃實(shí)驗(yàn)并開展了數(shù)值計(jì)算。通過對(duì)比分析得到炸藥熱反應(yīng)規(guī)律,按炸藥內(nèi)部熱量傳遞方向?qū)⒖救挤譃槁?、中、快三種形式。張蕊等[7]研究了起爆藥等含能材料的烤燃特性,對(duì)BNCP的耐熱性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。

固體推進(jìn)劑作為一種重要的含能材料,其烤燃響應(yīng)特性得到了廣泛地研究。美、英、法等國都建立了自己的烤燃試驗(yàn)方法及標(biāo)準(zhǔn)[8]。KIM等[9]對(duì)意外暴露在熱環(huán)境下裝填A(yù)P/HTPB和AP/HTPE推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算并與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比,驗(yàn)證了基于BDP的AP基烤燃模型,得到了該模型可通用更大類型同類發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)論。HO等[10]利用一種超小型烤燃彈裝置對(duì)HTPB固體推進(jìn)劑展開了烤燃試驗(yàn),分析討論熱力學(xué)性質(zhì)等因素對(duì)烤燃的影響。金鈺晨等[11]使用二維三明治模型對(duì)AP/HTPB復(fù)合推進(jìn)劑低壓燃燒特性開展了數(shù)值計(jì)算。夏敏等[12]開展技術(shù)試驗(yàn)分析了HTPB/AP混合物等的熱分解特性,認(rèn)為AP的分解使得HTPE的分解溫度提前,同時(shí)提前分解的HTPE粘結(jié)劑反過來又遲緩了AP的反應(yīng),降低了烤燃的響應(yīng)程度。葉青等[13]針對(duì)星形孔固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)開展快、中、慢三種加熱速率下的烤燃數(shù)值模擬,得到相應(yīng)的烤燃特性參數(shù)以及著火溫度與升溫速率的函數(shù)關(guān)系。

結(jié)合上述內(nèi)容,當(dāng)前有關(guān)固體推進(jìn)劑熱安全性的工作多以小型烤燃試驗(yàn)、數(shù)值模擬為主,關(guān)于不同裝藥結(jié)構(gòu)對(duì)烤燃特性的影響研究較少。鑒于此,本文建立了圓形孔、星形孔AP/HTPB裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃模型,分別在相同的慢烤、快烤升溫速率下對(duì)其開展烤燃數(shù)值模擬,以其得到裝藥結(jié)構(gòu)對(duì)AP/HTPB推進(jìn)劑烤燃特性的影響情況。

1 計(jì)算模型

1.1 物理模型假設(shè)

在進(jìn)行烤燃數(shù)值計(jì)算之前,對(duì)計(jì)算模型作簡(jiǎn)化假設(shè):

①推進(jìn)劑自熱反應(yīng)遵循Arrhenius關(guān)系;

②推進(jìn)劑相變的影響忽略不計(jì);

③推進(jìn)劑是均質(zhì)的、各向同性的致密材料;

④數(shù)值計(jì)算中所需參數(shù)均為常量;

⑤發(fā)動(dòng)機(jī)各部分之間的接觸熱阻忽略不計(jì)。

1.2 數(shù)學(xué)模型

建立基于兩步總包反應(yīng)的AP/HTPB推進(jìn)劑烤燃模型,反應(yīng)具體過程如下:

AP熱分解反應(yīng):AP→中間產(chǎn)物。

令分解產(chǎn)物為G,HTPB與G的反應(yīng)為:HTPB+βG→最終產(chǎn)物。

兩步化學(xué)反應(yīng)速率定義為R1和R2:

R1=A1exp(-E1/RT)ρXp1.744

(1)

R2=A2exp(-E2/RT)ρYρZp1.750

(2)

推進(jìn)劑AP、HTPB與分解產(chǎn)物G的組分方程為

(3)

(4)

(5)

式中:β為AP與HTPB的質(zhì)量當(dāng)量比;A1、A2為指前因子;E1、E2是活化能;ρX、ρY、ρZ為AP、HTPB和分解產(chǎn)物G的密度;p為壓強(qiáng);ρ為推進(jìn)劑密度;φX、φY、φZ為AP、HTPB、G的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。

發(fā)動(dòng)機(jī)各部分熱交換過程中的能量方程如下:

(6)

式中:i=1,2,3分別表示殼體、絕熱層和推進(jìn)劑。ρi為密度;ci為比熱容;T為溫度;t為時(shí)間;λi為各項(xiàng)的導(dǎo)熱系數(shù),;qi為各項(xiàng)的內(nèi)熱源。

1.3 邊界條件及初始條件

快烤條件下發(fā)動(dòng)機(jī)殼體壁面溫度邊界條件:

Ts=T0+ktt>0

(7)

慢烤條件下發(fā)動(dòng)機(jī)殼體外壁面溫度邊界條件:

(8)

式中:Ts為壁面溫度;T0為環(huán)境溫度;k為升溫速率。

熱流連續(xù)性條件和溫度連續(xù)性條件:

T1=T2

(9)

(10)

式中:T1、T2、λ1、λ2為任意兩種材料交界面溫度及導(dǎo)熱系數(shù)。

發(fā)動(dòng)機(jī)端面的殼體和擋板端面設(shè)為絕熱邊界:

(11)

(12)

式中:Tm、Tn、λm、λn分別為殼體和擋板的溫度和導(dǎo)熱系數(shù)。

兩種裝藥結(jié)構(gòu)的AP/HTPB推進(jìn)劑固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值計(jì)算的初始條件為

T0=290K,φX=0.88,φY=0.12,φZ=0

(13)

2 數(shù)值計(jì)算

2.1 數(shù)值驗(yàn)證

為驗(yàn)證該烤燃模型的正確性,本文依據(jù)文獻(xiàn)[14]中對(duì)HTPB推進(jìn)劑的小尺度烤燃試驗(yàn)結(jié)果,采用Fluent軟件開展試驗(yàn)驗(yàn)證和后續(xù)數(shù)值計(jì)算。AP/HPTB推進(jìn)劑在烤燃過程中的自熱分解反應(yīng)殼體外壁升溫速率的設(shè)定通過用戶自定義函數(shù)(UDF)加載至Fluent。數(shù)值計(jì)算中AP/HTPB推進(jìn)劑化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力參數(shù)見表1。該試件由鋼制套筒、鋼制殼體、絕熱層、環(huán)氧樹脂擋板及推進(jìn)劑組成。圖1為試樣的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖。其中,套筒長(zhǎng)26 mm,外直徑24 mm,厚度3 mm;鋼制殼體長(zhǎng)26 mm,外直徑18 mm,厚度4 mm;AP/HTPB藥柱長(zhǎng)20 mm,直徑8 mm且外表面包裹1 mm厚的絕熱材料,兩端用直徑10 mm厚2 mm的環(huán)氧樹脂擋板密封。試樣初始溫度為284 K,升溫速率設(shè)為1.95 K/s。

A-推進(jìn)劑外壁面;B-推進(jìn)劑中心;C-殼體外壁面;D-套筒內(nèi)壁面圖1 AP/HTPB試件結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.1 Structural schematic diagram of AP/HTPB

表1 AP/HTPB的化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)參數(shù)[9]Table 1 Kinetic parameters of chemical reaction of AP/HTPB

圖2為數(shù)值計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[14]中試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比圖。從圖中可看出,數(shù)值計(jì)算設(shè)置的監(jiān)測(cè)點(diǎn)與實(shí)驗(yàn)中監(jiān)測(cè)點(diǎn)監(jiān)測(cè)到的溫度吻合較好。計(jì)算的著火延遲時(shí)間為190.3 s,著火溫度為504 K。文獻(xiàn)中試驗(yàn)的著火延遲時(shí)間為195 s,著火溫度為505 K,誤差分別為2.4%和0.2%,說明該結(jié)果和文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致,即模型合理可行。

圖2 數(shù)值計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)中結(jié)果的對(duì)比圖Fig.2 Comparison of numerical results with reference

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)模型及參數(shù)設(shè)置

發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖3和圖4所示。兩者除推進(jìn)劑內(nèi)孔形狀不同,其余部分完全一致。發(fā)動(dòng)機(jī)由殼體、推進(jìn)劑、絕熱層、噴管及環(huán)氧樹脂擋板組成。模型總長(zhǎng)為905 mm,發(fā)動(dòng)機(jī)外徑為74 mm。殼體左端面厚度為8 mm,側(cè)面厚度為2 mm。發(fā)動(dòng)機(jī)左端絕熱層厚6 mm,側(cè)面及藥柱右側(cè)厚度均為2 mm。發(fā)動(dòng)機(jī)右側(cè)噴管出口以5 mm厚的環(huán)氧樹脂密封。圓形孔推進(jìn)劑藥柱總長(zhǎng)730 mm,藥柱外徑為66 mm,內(nèi)部圓孔直徑為34 mm。星形孔推進(jìn)劑外徑66 mm,內(nèi)徑21.56 mm。相關(guān)材料物性參數(shù)見表2。

圖3 圓形孔裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.3 Structure diagram of solid rocket motor with round-shaped hole

圖4 星形孔裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.4 Structure diagram of solid rocket motor with star-shaped hole

表2 材料物性參數(shù)[15]Table 2 Material physical parameters[15]

2.3 網(wǎng)格劃分及獨(dú)立性檢驗(yàn)

針對(duì)兩種裝藥的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),利用Gambit軟件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體、絕熱層、推進(jìn)劑、內(nèi)部空腔等部分進(jìn)行網(wǎng)格劃分。分別得到三套加密程度不同的網(wǎng)格進(jìn)行獨(dú)立性檢驗(yàn)。本文分別對(duì)其在1.45 K/s的快速烤燃工況下進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,得到的結(jié)果如表3所示。由表中數(shù)據(jù)可得,兩種裝藥結(jié)構(gòu)下,Mesh2在數(shù)值計(jì)算過程中可兼顧計(jì)算精度和計(jì)算時(shí)長(zhǎng),因此均選定Mesh2開展后續(xù)的數(shù)值計(jì)算。

表3 兩種裝藥條件下的獨(dú)立性檢驗(yàn)結(jié)果Table 3 Independence test results under two charge conditions

2.4 圓形孔裝藥烤燃特性分析

針對(duì)裝填圓形孔AP/HTPB推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)分別選取兩種慢烤升溫速率(7.2 K/h和10.8 K/h)和兩種快烤升溫速率(1.75 K/s和1.95 K/s)開展烤燃數(shù)值計(jì)算,分析上述升溫速率對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)著火位置、著火延遲時(shí)間及著火溫度的影響。同時(shí)在發(fā)動(dòng)機(jī)及推進(jìn)劑各部設(shè)置了溫度監(jiān)測(cè)點(diǎn),用以監(jiān)測(cè)其溫升情況,在殼體外壁的傳熱及推進(jìn)劑的自熱反應(yīng)的作用下,發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部溫度逐漸上升。當(dāng)某處推進(jìn)劑溫度隨時(shí)間發(fā)生驟升時(shí),即認(rèn)為曲線的拐點(diǎn)為烤燃的著火時(shí)刻,該時(shí)刻溫度即認(rèn)為是此工況下的著火溫度。以圓形孔AP/HTPB推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為例,其監(jiān)測(cè)點(diǎn)分布見圖5所示。圖6為快速烤燃條件下,該型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)著火位置的溫升曲線。

圖5 圓形孔固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置Fig.5 Position of monitoring points of circular hole solid rocket motor

圖6 快烤條件下圓形孔固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)著火位置溫升曲線Fig.6 Temperature rise curve of ignition position of round hole solid rocket motor under fast cook-off condition

圖7為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在慢速烤燃工況下的數(shù)值計(jì)算結(jié)果。升溫速率為7.2 K/h時(shí),來自殼體外壁的溫度逐漸向推進(jìn)劑內(nèi)部滲透,且向內(nèi)滲透的熱量促進(jìn)了推進(jìn)劑的自熱反應(yīng),反應(yīng)放出大量的熱堆積在推進(jìn)劑內(nèi)部,最終使得固體火箭發(fā)動(dòng)在t=17.18 h時(shí)發(fā)生著火,著火溫度為546.98 K,著火位置出現(xiàn)在推進(jìn)劑靠近頭部的內(nèi)孔壁面附近,著火位置(x,r)的坐標(biāo)約在(41 mm,17 mm)處。

圖7 慢速烤燃下圓形孔裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)在著火時(shí)刻溫度分布云圖Fig.7 Temperature distribution cloud diagram of round-shaped charge engine at ignition time under slow cook-off

相較于7.2 K/h的升溫工況,升溫速率為10.8 K/h時(shí),殼體外壁向推進(jìn)劑內(nèi)部傳熱更快,著火延遲時(shí)間明顯縮短。在t=14.83 h時(shí)刻,推進(jìn)劑發(fā)生烤燃響應(yīng),著火溫度為552.9 K,著火位置(x,r)的坐標(biāo)約為(30 mm,17 mm),依然出現(xiàn)在推進(jìn)劑靠近頭部的內(nèi)孔壁面附近,但較之7.2 K/h的工況下,更加靠近頭部端面。

圖8則是裝填圓形孔推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在1.75 K/s和1.95 K/s兩種快速烤燃升溫速率下的計(jì)算結(jié)果。

圖8 快速烤燃下圓形孔裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)在著火時(shí)刻溫度分布云圖Fig.8 Temperature distribution cloud diagram of round-shaped charge engine at ignition time under fast cook-off

升溫速率為1.75 K/s時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)外壁溫度快速升高,但受絕熱層低導(dǎo)熱性能的影響,熱量難以快速傳向推進(jìn)劑內(nèi)部,從而在推進(jìn)劑外表面大量積累,形成一定的溫度梯度。并且推進(jìn)劑頭部的左側(cè)受絕熱層包覆,熱量傳入后難以繼續(xù)向左側(cè)擴(kuò)散。因此,在t=218.3 s時(shí),殼體外壁的高溫區(qū)域逐漸擴(kuò)散至推進(jìn)劑外表面后,使得著火位置率先出現(xiàn)在推進(jìn)劑頭部端面的肩部,著火位置(x,r)的坐標(biāo)為(14 mm,33 mm),著火溫度為542.13 K。

升溫速率為1.95 K/s時(shí),著火位置依然出現(xiàn)在推進(jìn)劑頭部端面的肩部位置,坐標(biāo)為(14 mm,33 mm),著火溫度為535.03 K,著火延遲時(shí)間明顯縮短,為201.9 s。

2.5 星形孔裝藥烤燃特性分析

針對(duì)裝填六翼星形孔AP/HTPB推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在相同升溫速率下開展烤燃數(shù)值計(jì)算。在慢速烤燃工況下,考慮到在保溫6 h后發(fā)動(dòng)機(jī)各部分的溫度已經(jīng)趨于一致,因此保溫時(shí)長(zhǎng)設(shè)置為6 h。慢速烤燃數(shù)值計(jì)算結(jié)果如圖9所示。

圖9 慢速烤燃下星形孔裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)在著火時(shí)刻溫度云圖Fig.9 Temperature cloud diagram of star-shaped charge engine at ignition time under slow cook-off

從圖9中可以看到,升溫速率為7.2 K/h時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)在t=15.22 h時(shí)刻著火,著火位置(x,y,z)位于推進(jìn)劑中部,坐標(biāo)約為(362 mm,5.39 mm,9.34 mm),這和裝填圓形孔時(shí)相差較大,著火溫度為535.23 K。10.8 K/h工況下的著火延遲時(shí)間為12.89 h,著火溫度為545.19 K。此時(shí),盡管在推進(jìn)劑中部同樣形成了高溫區(qū)域,但首先發(fā)生著火的位置則處于發(fā)動(dòng)機(jī)頭部附近。最終著火位置(x,y,z)的坐標(biāo)約為(34.4 mm,22.3 mm,24.2 mm),著火位置有明顯的跳躍性變化。兩種慢烤工況下的推進(jìn)劑著火位置均分布于星形孔處推進(jìn)劑突出的頂部。

圖10為裝填星形孔AP/HTPB推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)快速烤燃數(shù)值計(jì)算結(jié)果。從圖中可以看出,在快速烤燃工況下,和裝填圓形孔時(shí)相似,由于殼體外壁升溫較快導(dǎo)致具有低導(dǎo)熱性能的推進(jìn)劑其內(nèi)部溫度還來不及升高,殼體外壁的高溫區(qū)域就已經(jīng)越過絕熱層在推進(jìn)劑外表面發(fā)生著火。

圖10 快速烤燃下星形孔裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)在著火時(shí)刻溫度云圖Fig.10 Temperature cloud diagram of star-shaped charge engine at ignition time under fast cook-off

在升溫速率1.75 K/s時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)的著火延遲時(shí)間為220.4 s,著火溫度為545.99 K;升溫速率1.95 K/s時(shí),著火延遲時(shí)間為204.1 s,著火溫度為534 K。結(jié)合圖10以及相關(guān)數(shù)值計(jì)算結(jié)果可以得到1.75 K/s的快速烤燃工況下的著火位置坐標(biāo)約為(14.2 mm,22.2 mm,24.1 mm),1.95 K/s的工況下,著火位置坐標(biāo)約為(14.1 mm,22.3 mm,24.2 mm)。兩種快速烤燃工況下的著火位置的變化不大。

2.6 兩種內(nèi)孔結(jié)構(gòu)烤燃特性的對(duì)比分析

在慢烤工況下,兩種裝藥結(jié)構(gòu)的烤燃特性參數(shù)如表4所示。由于星形孔裝藥在慢烤前的保溫時(shí)間為6 h,因此裝填這兩種內(nèi)孔形狀推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際著火延遲時(shí)間相近,且均隨升溫速率的升高而縮短。從表中還可以得到星形孔推進(jìn)劑的著火溫度較圓形孔略低。裝填圓形孔推進(jìn)劑時(shí)著火位置出現(xiàn)在推進(jìn)劑頭部的內(nèi)孔壁面附近,且逐漸向端面移動(dòng);裝填星形孔推進(jìn)劑時(shí)則出現(xiàn)在推進(jìn)劑中部的內(nèi)孔壁面附近,且在10.8 K/h升溫速率下出現(xiàn)了跳躍性變化。

表4 內(nèi)孔結(jié)構(gòu)在慢速烤燃條件下的特性參數(shù)Table 4 Characteristic parameters of inner hole structures under slow cook-off conditions

表5為快速烤燃工況下,兩種內(nèi)孔結(jié)構(gòu)的發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃特性參數(shù)。從表中可以看出,在快速烤燃條件下,改變內(nèi)孔形狀對(duì)著火延遲時(shí)間,著火溫度影響不大,著火位置始終位于推進(jìn)劑頭部端面的邊緣處。說明在快速烤燃條件下,改變推進(jìn)劑藥柱內(nèi)孔的形狀對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)烤燃特性無顯著影響。

表5 內(nèi)孔結(jié)構(gòu)在快速烤燃條件下的特性參數(shù)Table 5 Characteristic parameters of inner hole structures under fast cook-off conditions

3 結(jié)論

本文針對(duì)裝填圓形孔、星形孔AP/HTPB推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)建立二維、三維的烤燃模型,開展了慢速、快速烤燃數(shù)值計(jì)算,得到以下結(jié)論:

①基于AP/HTPB的烤燃機(jī)理建立了以Arrhenius定律為基礎(chǔ)的二維、三維非穩(wěn)態(tài)烤燃模型,并針對(duì)已發(fā)表文獻(xiàn)中的小型烤燃試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值驗(yàn)證,數(shù)值計(jì)算結(jié)果和文獻(xiàn)中的誤差不超過2.5%,說明所建立模型是合理的。

②在慢速烤燃條件下,AP/HTPB推進(jìn)劑內(nèi)孔形狀的變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生烤燃響應(yīng)時(shí)的著火延遲時(shí)間無顯著影響,而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)著火溫度和著火位置影響顯著。具體表現(xiàn)在:推進(jìn)劑采用星形孔裝藥發(fā)生烤燃響應(yīng)時(shí)的著火溫度比采用圓形孔裝藥時(shí)要更低。圓形孔裝藥發(fā)生烤燃響應(yīng)時(shí)的著火位置位于推進(jìn)劑頭部的內(nèi)孔壁面附近,且隨升溫速率的加快而逐漸向端面移動(dòng),但星形孔裝藥發(fā)生烤燃響應(yīng)時(shí)的著火位置則位于推進(jìn)劑中部的內(nèi)孔壁面附近,且隨升溫速率的加快會(huì)發(fā)生跳躍性變化。在快速烤燃條件下,AP/HTPB推進(jìn)劑內(nèi)孔形狀的變化則對(duì)著火延遲時(shí)間、著火溫度以及著火位置均無顯著影響。