固体火箭发动机点火冲击载荷试验*

袁 涛,夏 静,陆旭峰

(南京理工大学,南京 210094)

固体火箭发动机点火冲击载荷试验*

袁 涛,夏 静,陆旭峰

(南京理工大学,南京 210094)

为了提高固体火箭发动机的点火安全可靠性,对发动机的冲击载荷沿发动机轴线变化规律及压力波在发动机环形通道内传播速度进行研究。采用PVC塑料、单根单孔管装药和不同药量装填发动机进行试验,通过传感器测得实时压力。试验结果得出点火药量和最大压强近似符合指数关系,环形通道内压力波的速度约为400 m/s,且不随点火药量产生变化。该研究结果为固体火箭发动机的安全点火提供了参考。

固体火箭发动机;冲击载荷;点火试验

0 引言

固体火箭发动机的点火是指从向点火装置发出点火信号开始,直至燃烧室内建立起稳定工作压强的全过程,这个过程十分复杂,并直接影响到发动机的工作性能[1]。一个性能良好的点火装置必须确保在发动机的整个使用温度范围内都能可靠地点燃推进剂装药,并在较短的时间内使装药进入稳态燃烧阶段,建立起正常的稳态工作压强。在固体火箭发动机的研制和生产过程中,需要对推进剂和装药设计进行原理性试验和地面静止、飞行试验,以检测固体火箭发动机和推进剂的性能指标[2]。固体火箭发动机点火系统设计不符合指标要求是造成后期试验成果不准确的主要问题之一。根据不同的固体火箭发动机,应通过不同条件的试验方法确定最佳的发动机主装药点燃工作参数,才能保证发动机的正常工作。文中在发动机总体设计、装药结构设计、推进剂设计一定的条件下,分别就不同点火药量下塑料药柱、固定点火药量下真实药柱进行了点火试验分析,测试了发动机点火压强及压力波沿发动机轴线传播速度,从而找出发动机在满足可靠点火条件下的冲击载荷沿发动机轴线变化规律及压力波在发动机环形通道内传播速度,为固体火箭发动机的点火安全、可靠性提供了试验依据[3]。

1 点火冲击载荷试验条件及试验方案

产生点火冲击载荷的主要因素是大量高温点火燃气瞬间释放。文中通过测试不同点火药量下的冲击载荷沿发动机轴线变化规律,对轴线上不同位置过载情况进行分析,总结出不同点火状态下发动机轴向不同位置的冲击过载规律。

1.1 试验条件

根据某型号固体火箭发动机的结构特点,设计试验发动机如图1所示。试验过程中,由于硬质改性双基推进剂可能会产生压强,对最后的点火压强有影响,因此,硬质改性双基推进剂采用PVC塑料代替,为了模拟发动机工作时的真实状态,PVC塑料的尺寸与真实发动机装药尺寸一致。测量传感器采用压电式压力传感器,利用其动态特性良好的特点,在点火药燃烧时间内测量压力变化[4-5]。

图1 试验发动机

1.2 试验方案

根据试验发动机结构特点,在燃烧室上取4个显示环形通道变化规律的位置,如图2所示。在图中1～4号点分别可以测点火具位置、环形通道入口、中间和末端的压力,即压力在环形通道内的传递情况。

图2 试验中传感器安装点

1)在发动机点火具结构、点火头类型、膜片厚度一定的条件下,自由装填PVC塑料药柱,在点火药量为6 g、8 g、10 g、12 g、15 g情况下,分别进行多次重复性试验。实验数据见表1。

表1 不同点火药量的试验

2)在发动机点火具结构、点火头类型、膜片厚度一定的条件下,自由装填硬质改性双基推进剂,在点火药量为15 g情况下,进行多次重复性试验。实验数据见表2。

表2 装填硬质改性双基推进剂的试验

2 点火冲击载荷试验结果

本次试验共分为6种状态共计30次试验,由于试验数目较多,文中分别取出各种状态下的典型压力-时间曲线图进行分析,见图3～图8。

图3 6 g点火药、PVC塑料药柱压力-时间曲线

图4 8 g点火药、PVC塑料药柱压力-时间曲线

图5 10 g点火药、PVC塑料药柱压力-时间曲线

图6 12 g点火药、PVC塑料药柱压力-时间曲线

图7 15 g点火药、PVC塑料药柱压力-时间曲线

按照试验编号,分别对1～25号试验曲线进行处理分析,得出不同点火药量下的燃烧室头部最大压强均值及发动机内部压力波速度均值,统计结果见表3。对26～30号试验曲线进行处理分析,得出15 g点火药、自由装填硬质改性双基推进剂发动机环形通道内压力变化规律(压力波速度=两传感器间距/冲击载荷峰值到达两传感器的时间差)。

图8 15 g点火药、硬质改性双基药柱压力-时间曲线

编号燃烧室头部最大压强均值/MPa压力波速度/(m/s)1～50.654076～101.1840011～151.3539616～202.1341221～253.88412

3 试验结果分析

3.1 不同点火药量下PVC塑料药柱试验分析

根据不同点火药量对应发动机燃烧室头部不同最大压强均值,进行曲线拟合。结果显示:曲线在发动机点火药量为6～15 g范围内,点火药量和最大压强近似符合指数函数关系。拟合曲线公式为:

y=0.213 3e0.193x

拟合结果如图9所示。根据以往的试验经验,发动机正常点火药量不会少于6 g,否则会造成点火安全隐患;同时也不会多于15 g,否则会产生较高的点火压力,出现点火压力峰,不利于发动机工作。故此公式适用于已知点火药量情况下求解发动机点火压力。

通过对不同状态下的25发试验发动机进行冲击试验,可以看出:在点火药量为6～15 g范围内,随着点火药量的增加,燃烧室头部压力明显升高,点火药量与燃烧室头部压力近似满足指数函数,为理论计算点火最大压强提供了试验依据;燃烧室头部压力和环形通道入口处压力在点火具破膜后基本相同,因此可以认为燃烧室头部和环形通道入口的压力近似相等,

为点火压力数值仿真提供了重要依据;在环形通道内,压力在前部降低得十分明显,在末端压力有略微降低;在环形通道前部和后部压力传递所用时间近似相等,即发动机中没有明显的速度变化;环形通道内压力波的速度约为400 m/s,并不随点火药量变化而变化。

图9 点火药量-点火压力拟合曲线

3.2 15 g点火药量下硬质改性双基药柱试验分析

在装填硬质改性双基药柱的情况下,燃烧室头部和环形通道入口处压力近似相等;环形通道入口处在点火具破膜后并未出现明显的压力突变。这一现象说明在真实点火过程中不存在明显的压力冲击波。

4 结论

压力试验结果证明,在点火具结构一定的情况下,点火药量与燃烧室头部最大压力近似满足指数关系;在点火药量一定的情况下,随着点火药量的变化,发动机环形通道内无明显的压力突变。所以在保证可靠点燃推进剂的情况下应尽量减少点火药量。

[1] 武晓松, 陈军, 王栋. 固体火箭发动机原理 [M]. 北京: 兵器工业出版社, 2011.

[2] 易磊, 寇军强, 李卫鹏, 等. 战术固体火箭发动机点火冲击试验研究 [J]. 弹箭与制导学报, 2010, 30(6): 150-151.

[3] 王铮, 胡永强. 固体火箭发动机 [M]. 北京: 宇航出版社, 1993.

[4] 王晓明, 王玲. 电动机的DSP控制: TI公司DSP应用 [M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2004.

[5] Texas Instruments. TMS320LF/LC240xA DSP Controllers Reference Guide-System and Peripherals [Z]. Literature Number: SPRU357C, 2006.

Experiment on Ignition Impact Load of Solid Rocket Motor

YUAN Tao,XIA Jing,LU Xufeng

(Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China)

During general design of solid rocket motor and propellant, experimental study on ignition impact under different state was carried out, which was based on free-loading engine of single root and single-hole charge with PVC plastic propellant and rigid composite modified double base propellant. Its aim is to find the variation rule of impact load along the engine axis in ignition process and propagation speed of the pressure wave in annular channel of the engine. The test results show that the relationship of igniter quantity and igniter pressure is approximately exponential; The pressure of the head of combustion chamber and the annular channel are approximately equal:the pressure wave speed in annular channel of engine does not vary remarkably with the amount of the igniter; Pressure jump generated by the igniter quantity is not occurred within the annular channel in real fire situation.

solid rocket motor; impact load; ignition test

2014-08-04

袁涛(1990-),男,安徽六安人,硕士研究生,研究方向:固体火箭发动机测试技术。

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