固体发动机低易损性评估研究进展①

李 军，焦清介，庞爱民，任 慧，聂建新，程立国，苏 晶，关红波，肖 旭，张杰凡

(1.北京理工大学 爆炸科学与技术国家重点实验室，北京 100081；2.航天化学动力技术重点实验室，襄阳 410003；3.航天工业固体推进剂安全技术研究中心，襄阳 410003)

0 引言

现代战争中，战机、舰艇、航母等作战平台上装备了各类武器。为提高作战能力，武器的能量和威力越来越高，随着而来的是安全性能的恶化，特别是在运输、勤务和使用等过程中，因意外热、机械、冲击波等外界刺激引发的燃烧或爆炸，不仅不能实现武器弹药预期目的，反而会造成己方武器装备(或平台)损坏和人员伤亡。例如，1967年，美国Forrestal航空母舰着火后导致弹药殉爆，造成21架战斗机被毁，161人受伤，134人死亡，直接损失7.2亿美元。1969年，美国Enterprise航空母舰爆炸，15架战斗机被毁，17架战斗机受损，343人受伤，28人死亡，直接损失5.7亿美元。此外，武器弹药在贮存、维护、演练等过程中，也曾发生过类似的安全事故，造成人员伤亡和财产损失[1]。以上这些事故直接导致航母、战舰、战机、弹药库等武器装备及平台损毁，严重削弱了己方的战斗力。为此，20世纪60～70年代，美国陆军弹道研究所(BRL)提出了低易损性弹药(LOVA)的概念[2]。

低易损性是指弹药在热、机械、冲击波等意外刺激时，弹药的响应和随之发生的二次损害较小，对外界刺激(如热、冲击、撞击等)下不敏感，且着火时仅燃烧(或可接受的响应程度)而不会发生爆轰。低易损性概念的提出主要是从战场环境出发，全面汇总弹药在战场环境下可能遇到的各类外界激源和刺激程度，结合响应程度及其对平台的损伤(害)而提出的一系列试验方法、评价程序和分类技术。

由于国内低易损性研究起步较晚，针对固体发动机低易损性试验和评价技术研究刚刚开始，航天工业固体推进剂安全技术研究中心(航天四院四十二所)是国内最早开始固体发动机和固体推进剂低易损性试验方法和评价技术研究的单位，参照美国(MIL-STD-2105)、法国(DGA/IPE INSTRUCTION N°260)及北约(STANAG 4439)等相关标准[3-5]，系统进行了固体发动机和固体推进剂低易损性试验方法和评价技术研究，先后建立了固体推进剂低易损性试验方法和评价程序系列标准，其中，航天行业标准《固体推进剂快速烤燃试验方法》(QJ—20153—2012)和《固体推进剂慢速烤燃试验方法》(QJ—20152—2012)已于2012年颁布实施，国家军用标准《固体推进剂低易损性试验方法和评价程序》系列标准已经报批[3-4]。在标准化研究的基础上，设计研发了固体发动机及固体推进剂慢速烤燃试验系统、快速烤燃试验系统、子弹冲击试验系统、破片冲击试验系统、殉爆试验系统和聚能射流冲击试验系统，先后在中国航天科技集团有限公司、中国航天科工集团有限公司、中国兵器工业集团有限公司、中国兵器装备集团有限公司等多家科研院所和高校开展了固体发动机、战斗部、固体推进剂、炸药等低易损性试验、评价及设备研制等工作，研究了固体推进剂、固体发动机烤燃条件下的“热爆炸”机理，探索了固体发动机在破片冲击下的响应发展历程，初步阐明了固体发动机在热、机械、冲击波等外界刺激作用下的响应机理[5]。本文系统地总结了固体发动机低易损性试验和评价方法的研究成果，考虑到篇幅限制，重点给出了低易损性项目类型、响应等级、影响因素等研究结果，旨在为低易损性固体发动机的设计、研制以及试验和评价等提方面供技术支撑。

1 试验方法

1.1 低易损性试验项目

目前，国际上有3个主要弹药低易损性试验方法标准，分别为美国《非核弹药危险评估试验标准》(MIL-STD-2105)、法国《E弹药需求测试试验标准》(DGA/IP)以及北约《钝感弹药评估和试验标准》(STANAG 4439)，这些国家的低易损性思路起源于美国，它们的低易损性试验方法等同采用或者参照美军标MIL-STD-2105系列标准编写，但略有差异(具体差异见表1)。美国MIL-STD-2105系列标准起源于海军的《海军武器弹药要求》(WR-50)文件，在1982年正式发布了MIL-STD-2105标准，经过A版、B版、C版的修订后，最新版本为2011年发布的MIL-STD-2105D(具体发展历程如表2所示)，MIL-STD-2105标准随着版本的不断更新而不断完善，标准的级别在不断提升，使用的范围也越来越广泛，MIL-STD-2105系列标准中规定，在弹药危险评估过程中，需开展基本的安全试验、低易损性试验和附加试验。MIL-STD-2105C及以前的版本中，低易损性试验项目为7项，分别是快速烤燃试验、慢速烤燃试验、子弹冲击试验、破片冲击试验、殉爆试验、聚能射流冲击试验和聚能射流热碎片冲击试验[6-11]。在2011版的MIL-STD-2105D中，将聚能射流热碎片冲击试验取消，具体原因并未对外发布。结合实际战场环境，对比聚能射流冲击试验，破片冲击试验和聚能射流热碎片冲击试验，经分析认为，聚能射流冲击试验和破片冲击试验的刺激强度可代替聚能射流热碎片冲击试验。

表1北约、英国、德国、意大利、法国和美国测试标准

Table1TestmethodsofNATO,UK,Germany,Italy,FranceandUSA

注：I 爆轰；II 部分爆轰；III 爆炸；IV 爆燃；V 燃烧。

表2 MIL-STD-2105标准的发展历程

注：WR-50“Naval Weapon Requirements-Warhead Safety Tests-Minimum for Air,Surface and Underwater

Launched Weapons”，美国海军武器局文件，1964-02-13。

1.2 响应等级及类型

美国军用标准MIL-STD-2105C及以前版本将响应等级分为5类，分别为爆轰、部分爆轰、爆炸、爆燃、燃烧。航天工业固体推进剂安全技术研究中心(航天四院四十二所)在大量低易损性研究的基础上，认为5类结果不能全部涵盖固体发动机的响应类型，在2008年编制固体发动机及固体推进剂低易损性试验方法和评价标准时，增加了“燃烧以下”响应类型，将低易损性试验的响应程度由5类增加为6类，分别为爆轰、部分爆轰、爆炸、爆燃、燃烧和燃烧以下[12]。随后，2011年，美国发布的军用标准MIL-STD-2105D中，同样增加了“燃烧以下”级(具体如表3所示)。航天工业固体推进剂安全技术研究中心(航天四院四十二所)在分类的基础上，细化了固体发动机响应等级的判据，将判据分为主要判据和次要判据，次要判据的缺失不直接影响响应程度的判定，但作为主要的辅助参数。在判定响应程度时，壳体的变形、破碎情况是最为直接、重要的证据；其次为固体发动机及固体推进剂本身的反应情况。冲击波超压数据主要用于区分爆轰和部分爆轰，碎片或固体推进剂的抛射距离用于区分爆燃和燃烧，同时结合地面炸坑、视频和声响等辅助进行固体发动机响应等级的分类和判别。

表3 反应类型术语

1.3 固体发动机低易损性试验

1.3.1 国外固体发动机试验

国外研究人员在低易损性试验研究方面开展了大量工作，20世纪90年代，美国海军开展了IMAD计划，响尾蛇发动机系统开展了低易损性试验和研究，具体由ATK公司的Allegany弹道学试验室(ABL)承担研究工作，该低易损性发动机采用了纤维缠绕的石墨复合材料壳体，发动机内装填了低感度的、端羟基聚醚(HTPE)推进剂。表4给出了低易损性试验结果，并与响尾蛇导弹Mk 36 Mod 11发动机(采用钢壳体和HTPB推进剂)进行了比较。发动机对子弹和破片冲击的响应有明显的改善。在美国的联合钝感弹药技术验证(JIMTD)计划中，开展了直径254 mm的改进型海麻雀导弹(ESSM)发动机低易损性设计和试验，发动机采用石墨/环氧树脂复合材料壳体和低感度的固体推进剂，此项研究由ATK公司、NammoRaufoss公司、挪威防御研究机构和NAWCWPNS联合开展。1996年，NammoRaufoss公司又开展了一项低易损性技术计划，为ESSM导弹研制新型复合材料壳体，该计划于2002年结束，研究人员按照MIL-STD-2105B标准对ESSM复合材料发动机进行了破片冲击、子弹冲击、快速烤燃和慢速烤燃试验(见表5)，并与基准ESSM火箭发动机进行了比较，设计、制造的复合材料壳体发动机满足ESSM计划的要求。随后，美国开展了大量的固体发动机低易损性试验研究工作，部分试验结果如表6所示[12]。通过表6分析可看出，固体发动机在殉爆试验中低易损性较好。快速烤燃试验和子弹冲击试验等试验通过率次之，在慢速烤燃试验和破片冲击试验等试验中通过率最低。

表4 响尾蛇导弹发动机试验结果

美国曾针对爱国者先进能力 (PAC-3)导弹开展了一项名为美国陆军空间与导弹防御指挥部(USASMDC)钝感弹药/危险性分类综合试验计划，该计划进行了一系列缩比尺寸固体发动机低易损性试验，并根据该结果与THA分析，在1997～1998年进行了系列全尺寸固体发动机试验(试验结果见表7)，通过表7可看出，自毁装置在子弹冲击、破片冲击等机械刺激作用下的响应较固体发动机温和[13]。

标准-3导弹(SM-3)是美国用于中高空拦截的战术导弹，根据具体环境采用子弹冲击试验(第三级火箭发动机、动能弹头)、破片冲击试验(第三级火箭发动机、动能弹头)、快速烤燃试验(第三级火箭发动机)等进行了系统考核和评估。表8给出了SM-3导弹危险评估试验结果，通过表8可看出，固体发动机在子弹冲击和破片冲击试验中的响应程度更加剧烈[14]。

1.3.2 国内固体发动机试验

国内针对固体推进剂和炸药的基础安全性开展了大量的探索研究工作，但针对固体发动机低易损性研究较少。南京理工大学杨后文等[15]开展了不同火焰环境下固体发动机烤燃特性数值模拟技术研究，结果表明，HTPB推进剂最初着火位置均发生在靠近喷管药柱外壁的环形区域内，随着火焰温度的提高，着火延迟期快速缩短，着火温度逐渐增大，绝热层的绝热作用随着火焰温度的增大而增强，固体推进剂中AP发生缓慢分解时的温度随火焰温度的提高而增大。海军航空工程学院原渭兰等[16]开展了舰载导弹固体发动机烤燃过程的数值计算方法研究。结果表明，火焰温度和火焰温升速率对发动机的着火延迟时间有显著影响，发动机的绝热层对外界火灾有好的隔热作用，快速热烤下推进剂的着火首先发生在外表面上。

表5 ESSM火箭发动机低易损性试验结果

表6 美海军用发动机低易损性试验结果汇总

注：P表示通过，F表示未通过。

表7 PAC-3导弹试验结果

表8 SM-3导弹试验结果

中国工程物理研究院流体物理研究所张旭等[17]开展了TATB基PBX的快速烤燃试验与数值模拟的对比研究。结果表明，以固体推进剂为燃料会在短时间内引起TATB基PBX点火燃烧反应，但不会发生猛烈的爆燃或爆轰现象。南京理工大学韩博等[18]研究了一种新型发射装药的低易损性能。结果表明，新型装药可初步满足12 m跌落、快速烤燃试验、子弹冲击试验和射流冲击试验性能的评估要求。国防科技大学庄建华等[19]开展了固体发动机枪击过程数值模拟技术研究。结果表明，子弹以750 m/s初速撞击发动机，能在固体推进剂的内部形成高温热点，为发动机枪击过程模拟提供了新方法。西安近代化学研究所杨建等[20]开展了RDX基发射药子弹撞击特性研究，结果表明，RDX基发射药子弹撞击反应剧烈程度和冲击波超压均高于单基发射药，其安全性低于单基发射药，大弧厚RDX基发射药试样反应剧烈程度明显低于小弧厚试样，冲击波超压更低。哈尔滨工程大学路胜卓等[21]开展了壳装高能固体推进剂的殉爆实验与数值模拟研究。结果发现，由于主发推进剂爆炸冲击波的冲击作用，造成被发壳体局部破坏形成碎片，碎片高速撞击推进剂药柱壳体使被撞击区域热能无法均匀分布，集中在碎片的尖锐棱角或突出处，导致相应位置的温度剧增达到临界爆发点，最终导致被发推进剂发生殉爆。西安近代化学研究所张超等[22]开展了固体推进剂对射流刺激的易损性响应研究，分析了配方、射流源的冲击方向(轴向或径向)、装药尺寸等对固体推进剂易损性响应的影响。结果表明，推进剂对轴向射流刺激的响应程度大于径向响应，在长径比为4∶1和1∶1条件下，3种典型推进剂对射流刺激的响应程度差别不大，且均有较强的响应，HTPB推进剂、改性双基推进剂、NEPE推进剂的反应等级依次为爆炸、部分爆轰和部分爆轰。航天四院四十二所从“九五”规划开始跟踪国外发动机低易损性研究进展，结合国内固体推进剂和固体发动机的特点，设计开发了固体发动机慢速烤燃试验系统、快速烤燃试验系统、破片冲击试验系统、射流冲击试验系统、子弹冲击试验系统和殉爆试验系统，在系统研究影响因素和判据等基础上，建立了相应的等级评估程序，先后开展了多个项目的固体推进剂、固体发动机、战斗部等低易损性机理研究和评估工作(见表9)。通过表9可看出，固体发动机在子弹冲击、快速烤燃等试验中响应比较温和[23-24]。

表9 固体发动机低易损性试验结果

2 结束语

国外早在20世纪60～70年就开始制定固体发动机低易损性研究计划，分别从刺激源、试验方法、试验装置、试验判据、机理及控制等进行了系统的研究，研究成果已经在多个武器型号中得到应用。由于国内固体发动机低易损性研究起步较晚，国内低易损性试验方法和评价程序基本为空白。航天工业固体推进剂安全技术研究中心(航天四院四十二所)在国内率先开展了固体推进剂、固体发动机低易损性试验方法研究、试验装置研究，并形成了航天行业标准和国家军用标准，相应的试验方法在多个战术导弹武器中得到应用，但对固体发动机的低易损性机理和控制技术，还需进一步深入开展研究工作。