固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火裝置安裝位置對(duì)點(diǎn)火性能的影響研究

林 颯，彭 瑾

（海軍駐航天三院軍事代表室，北京，100074）

點(diǎn)火裝置在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上的安裝位置分為頭部安裝和尾部安裝，點(diǎn)火裝置安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)頭部時(shí)，所有點(diǎn)火藥燃燒生成的氣體均參與燃燒，能量利用率高；點(diǎn)火裝置安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)尾部時(shí)，部分點(diǎn)火藥燃燒生成的燃?xì)鈺?huì)從噴管直接噴出，能量利用率低[1-3]，因此點(diǎn)火裝置的安裝位置是影響點(diǎn)火性能的重要因素。某小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火器在研制過(guò)程中首先采用尾部點(diǎn)火方案，點(diǎn)火器通過(guò)螺紋連接的方式安裝在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管堵蓋上，在參加固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)火試驗(yàn)過(guò)程中，出現(xiàn)了點(diǎn)火延遲期過(guò)長(zhǎng)和初始推力壓力峰偏高的問(wèn)題。

通過(guò)分析，對(duì)點(diǎn)火器的安裝位置進(jìn)行了更改，將尾部點(diǎn)火方案改為頭部點(diǎn)火方案后，滿(mǎn)足了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的使用要求。

1 點(diǎn)火裝置的主要技術(shù)指標(biāo)

點(diǎn)火裝置應(yīng)保證助推器點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間（從點(diǎn)火信號(hào)發(fā)出到推力達(dá)到初始額定推力的80%的時(shí)間）小于0.15s；在自然環(huán)境溫度下、模擬助推器初始自由容積的試驗(yàn)器內(nèi)進(jìn)行發(fā)火試驗(yàn)，試驗(yàn)器內(nèi)的輸出壓力峰值為1.5～4.5MPa，壓力峰值對(duì)應(yīng)時(shí)間小于0.15s；發(fā)火元件采用鈍感電起爆元件，滿(mǎn)足1A、1W、5min不發(fā)火要求。

2 尾部點(diǎn)火方案

2.1 方案介紹

點(diǎn)火裝置主要由點(diǎn)火器和隔板式鈍感電發(fā)火管（滿(mǎn)足1A、1W，5min不發(fā)火的鈍感要求）組成，由于該小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)體積較小，對(duì)點(diǎn)火裝置的安裝位置限制很大，點(diǎn)火器和隔板式鈍感電發(fā)火管分別安裝固定在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管堵蓋的兩端，堵蓋與噴管擴(kuò)散段通過(guò)粘接方式固定，點(diǎn)火器完成點(diǎn)火功能后，點(diǎn)火裝置和堵蓋一起被燃?xì)獯党?。該點(diǎn)火方案的安裝方式及結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 尾部點(diǎn)火方案結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 The structure schematic of the aft-ignition manner

點(diǎn)火裝置采用在整體式、軸對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)的金屬殼體中填裝散裝點(diǎn)火藥片，裝藥采用硼/硝酸鉀點(diǎn)火藥，裝藥量為18.5g。

2.2 點(diǎn)火裝置質(zhì)量一致性檢驗(yàn)試驗(yàn)結(jié)果及分析

用于尾部點(diǎn)火方案的點(diǎn)火裝置質(zhì)量一致性檢驗(yàn)試驗(yàn)（包括公路運(yùn)輸試驗(yàn)和輸出性能試驗(yàn)）的試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表1。

點(diǎn)火裝置經(jīng)公路運(yùn)輸隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)后，結(jié)構(gòu)完好，然后在試驗(yàn)器內(nèi)進(jìn)行了輸出性能試驗(yàn)。從表1中可以看出，3發(fā)點(diǎn)火裝置的輸出性能測(cè)試結(jié)果為：輸出壓力峰值及其對(duì)應(yīng)時(shí)間均滿(mǎn)足點(diǎn)火裝置的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

表1 用于尾部點(diǎn)火方案的點(diǎn)火裝置質(zhì)量一致性檢驗(yàn)試驗(yàn)結(jié)果Tab.1 Quality conformance check results of the ignition device in aft-ignition manner

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)結(jié)果及分析

采用尾部點(diǎn)火方案的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在地面低溫（-35℃）工作試驗(yàn)和地面高溫（+60℃）工作試驗(yàn)中分別出現(xiàn)了點(diǎn)火延遲期過(guò)長(zhǎng)和初始推力壓力峰偏高的現(xiàn)象，試驗(yàn)曲線(xiàn)分別如圖2和圖3所示。

圖2 尾部點(diǎn)火方案的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面低溫(-35℃)工作試驗(yàn)曲線(xiàn)Fig.2 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using aft-ignition manner

從圖2的試驗(yàn)曲線(xiàn)可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)收到點(diǎn)火指令后，點(diǎn)火器成功點(diǎn)燃，燃燒室壓力上升，在4ms時(shí)靶線(xiàn)斷開(kāi)，堵蓋飛出，此時(shí)燃燒室壓力為0.38MPa。隨后發(fā)動(dòng)機(jī)在沒(méi)有堵蓋的情況下，隔板發(fā)火管將部分點(diǎn)火藥噴入燃燒室內(nèi)部，點(diǎn)火藥繼續(xù)燃燒產(chǎn)生壓力，在10ms時(shí)達(dá)到壓力峰值1.33MPa，之后燃燒室壓力持續(xù)下降，在46ms時(shí)降至大氣壓力，在2 400ms時(shí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，點(diǎn)火延遲現(xiàn)象明顯。該發(fā)試驗(yàn)說(shuō)明，在低溫-35℃條件下，點(diǎn)火裝置輸出壓力 1.33 MPa不能迅速將發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，存在明顯的點(diǎn)火延遲現(xiàn)象。

圖3 尾部點(diǎn)火方案的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面高溫(60℃)工作試驗(yàn)曲線(xiàn)Fig.3 The high temperature(60℃) working test curve of SRM using aft-ignition manner

從圖3的試驗(yàn)曲線(xiàn)可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)收到點(diǎn)火指令后，點(diǎn)火器成功點(diǎn)燃，燃燒室壓力迅速上升，在13ms時(shí)將發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，此時(shí)燃燒室壓力為6.1MPa，此過(guò)程試驗(yàn)曲線(xiàn)上無(wú)明顯的點(diǎn)火器輸出壓力峰值，因此可以判斷在點(diǎn)火器輸出達(dá)到壓力峰值之前發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥已被迅速點(diǎn)燃，隨后在18ms時(shí)靶線(xiàn)斷開(kāi)，堵蓋飛出，此時(shí)燃燒室壓力為11MPa。在20ms時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)初始?jí)毫_(dá)到峰值，為 11.6MPa，對(duì)應(yīng)的推力達(dá)到19.8kN，超過(guò)了技術(shù)指標(biāo)中最大推力小于16kN的要求。該發(fā)試驗(yàn)說(shuō)明，在高溫+60℃條件下，點(diǎn)火裝置的點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間滿(mǎn)足技術(shù)指標(biāo)要求，但發(fā)動(dòng)機(jī)的初始?jí)毫Ψ逯灯摺?/p>

2.4 尾部點(diǎn)火方案的結(jié)論

從以上分析可以看出，尾部點(diǎn)火方案可能會(huì)造成兩種不利于發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的結(jié)果：一種由于堵蓋粘接強(qiáng)度不夠，堵蓋的打開(kāi)壓力過(guò)低，點(diǎn)火裝置在發(fā)動(dòng)機(jī)推力達(dá)到初始額定推力的 80%之前隨堵蓋一起飛出，造成點(diǎn)火能量損失，導(dǎo)致點(diǎn)火延遲；另一種由于堵蓋粘接強(qiáng)度太高，堵蓋的打開(kāi)壓力過(guò)高，造成發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)的初始?jí)毫Ψ搴统跏纪屏Ψ宓寞B加。因此，尾部點(diǎn)火方案對(duì)堵蓋粘接狀態(tài)的要求很高。

尾部點(diǎn)火方案受堵蓋粘接狀態(tài)的影響很大，在實(shí)際生產(chǎn)中，堵蓋的粘結(jié)質(zhì)量較難控制，不易檢測(cè)，只能通過(guò)過(guò)程控制來(lái)保證其質(zhì)量。因此，將點(diǎn)火裝置安裝在噴管堵蓋上的尾部點(diǎn)火方案很難滿(mǎn)足該固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可靠點(diǎn)火的要求。

3 頭部點(diǎn)火方案

3.1 方案介紹

頭部點(diǎn)火方案中，點(diǎn)火裝置主要包括2個(gè)扁平狀鋁制藥盒的點(diǎn)火器、導(dǎo)線(xiàn)和電連接器，用914室溫快速固化環(huán)氧粘接劑和9621片將2個(gè)點(diǎn)火器粘接在發(fā)動(dòng)機(jī)前封頭內(nèi)壁上，導(dǎo)線(xiàn)從固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥星形孔內(nèi)的支撐海綿中穿過(guò)并固定，電連接器與噴管堵蓋連接。點(diǎn)火后，導(dǎo)線(xiàn)、堵蓋和電連接器一同從噴管中飛出。該點(diǎn)火方案的安裝方式及結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 頭部點(diǎn)火方案結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 The structure schematic of the fore-ignition manner

單個(gè)點(diǎn)火器殼體可裝填硼/硝酸鉀點(diǎn)火藥 8g、引燃用黑火藥0.3g和1個(gè)鈍感電點(diǎn)火頭，1發(fā)點(diǎn)火裝置（包括BPN點(diǎn)火藥、2個(gè)鈍感電點(diǎn)火頭和2個(gè)黑火藥藥包）的總裝藥量約為17g。

3.2 點(diǎn)火裝置質(zhì)量一致性檢驗(yàn)試驗(yàn)結(jié)果及分析

用于頭部點(diǎn)火方案的點(diǎn)火裝置質(zhì)量一致性檢驗(yàn)試驗(yàn)（輸出性能試驗(yàn)）的試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表2。

從表2中可以看出，3發(fā)點(diǎn)火裝置的輸出壓力峰值及其對(duì)應(yīng)時(shí)間均滿(mǎn)足點(diǎn)火裝置的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

表2 用于頭部點(diǎn)火方案的點(diǎn)火裝置質(zhì)量一致性檢驗(yàn)試驗(yàn)結(jié)果Tab.2 Quality conformance check result of the ignition device in fore-ignition manner

3.3 雙發(fā)點(diǎn)火器同時(shí)點(diǎn)火的發(fā)動(dòng)機(jī)典型地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

表3中列出了采用雙發(fā)點(diǎn)火器同時(shí)點(diǎn)火的5次固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的試驗(yàn)結(jié)果。

從表3中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以看出，采用雙發(fā)點(diǎn)火器同時(shí)點(diǎn)火的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間為0.040 0～0.046 8s，散差較小，在此取一發(fā)典型數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，01-05發(fā)動(dòng)機(jī)地面低溫工作試驗(yàn)曲線(xiàn)見(jiàn)圖5。

表3 頭部點(diǎn)火方案（雙發(fā)點(diǎn)火器同時(shí)點(diǎn)火）的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)結(jié)果Tab.3 The ground test results of SRM using fore-ignition manner(two igniters worked simultaneously)

圖5 采用頭部點(diǎn)火方案（雙發(fā)點(diǎn)火器同時(shí)點(diǎn)火）的發(fā)動(dòng)機(jī)低溫(-35℃)工作試驗(yàn)曲線(xiàn)Fig.5 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using fore-ignition manner(two igniters worked simultaneously)

從圖5的試驗(yàn)曲線(xiàn)可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)收到點(diǎn)火指令后，點(diǎn)火器成功點(diǎn)燃，燃燒室壓力迅速上升，靶線(xiàn)在 42.9ms時(shí)斷開(kāi)，堵蓋飛出，此時(shí)燃燒室壓力為5.03MPa，在44.5ms時(shí)將固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，此時(shí)燃燒室壓力為5.49MPa。此過(guò)程試驗(yàn)曲線(xiàn)上無(wú)明顯的點(diǎn)火器輸出壓力峰值，因此可以判斷在點(diǎn)火器輸出達(dá)到壓力峰值之前發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥已被迅速點(diǎn)燃。該發(fā)試驗(yàn)說(shuō)明，在低溫-35℃條件下，點(diǎn)火裝置在輸出達(dá)到壓力峰值之前能夠迅速將發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，且點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間滿(mǎn)足技術(shù)指標(biāo)要求。

3.4 單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火的發(fā)動(dòng)機(jī)典型地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

表4中列出了采用單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火的3次發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的試驗(yàn)結(jié)果。

表4 頭部點(diǎn)火方案（單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火）的發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)結(jié)果Tab.4 The ground test results of SRM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

從表4中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以看出，采用單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間為 0.060～0.073 s，以下分別對(duì) 2發(fā)單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。

3.4.1 發(fā)動(dòng)機(jī)高溫(40℃)地面試驗(yàn)

進(jìn)行高溫地面試驗(yàn)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)編號(hào)為02-02，保溫溫度 40℃，點(diǎn)火裝置的安裝方式不變，只保留1個(gè)點(diǎn)火器的點(diǎn)火電路處于通路狀態(tài)。試驗(yàn)曲線(xiàn)見(jiàn)圖6。

圖6 采用頭部點(diǎn)火方案（單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火）的發(fā)動(dòng)機(jī)高溫(4 0℃)工作試驗(yàn)曲線(xiàn)Fig.6 The high temperature(40℃) working test curve of S-RM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

從圖6的試驗(yàn)曲線(xiàn)可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)收到點(diǎn)火指令后，點(diǎn)火器成功點(diǎn)燃，燃燒室壓力迅速上升，在60ms時(shí)將發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，此時(shí)燃燒室壓力為8.9MPa。此過(guò)程試驗(yàn)曲線(xiàn)上有明顯的點(diǎn)火器輸出壓力峰值，約為 0.938MPa，因此可以判斷在點(diǎn)火器輸出達(dá)到壓力峰值之前發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥已被迅速點(diǎn)燃。該發(fā)試驗(yàn)說(shuō)明，在高溫40℃條件下，單發(fā)點(diǎn)火器能夠迅速將該固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，且點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間滿(mǎn)足技術(shù)指標(biāo)要求。

3.4.2 發(fā)動(dòng)機(jī)低溫(-35℃)地面試驗(yàn)

進(jìn)行低溫地面試驗(yàn)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)編號(hào)為02-01，保溫溫度-35℃，仍采用單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火。試驗(yàn)曲線(xiàn)見(jiàn)圖7。

圖7 采用頭部點(diǎn)火方案（單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火）的發(fā)動(dòng)機(jī)低溫(-35℃)試驗(yàn)曲線(xiàn)Fig.7 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

從圖7的試驗(yàn)曲線(xiàn)可以看出，在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)收到點(diǎn)火指令后，點(diǎn)火器成功點(diǎn)燃，燃燒室壓力迅速上升，在71ms時(shí)將固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，此時(shí)燃燒室壓力為8.24MPa。此過(guò)程試驗(yàn)曲線(xiàn)上無(wú)明顯的點(diǎn)火器輸出壓力峰值，但曲線(xiàn)上約26ms處出現(xiàn)了壓力拐點(diǎn)，此處壓力約為 0.485MPa，因此可以判斷在點(diǎn)火器輸出達(dá)到壓力峰值之前固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥已被迅速點(diǎn)燃。該發(fā)試驗(yàn)說(shuō)明，在低溫-35℃條件下，單發(fā)點(diǎn)火器能夠迅速將固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，且點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間滿(mǎn)足技術(shù)指標(biāo)要求。

結(jié)合表3和表4的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，可見(jiàn)采用單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間為 0.060～0.073s；采用雙發(fā)點(diǎn)火器同時(shí)點(diǎn)火的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間為0.040 0～0.046 8s。可以看出，采用單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火的狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間相對(duì)雙發(fā)點(diǎn)火器同時(shí)點(diǎn)火狀態(tài)的時(shí)間延長(zhǎng)約20～30ms；使用單發(fā)點(diǎn)火器點(diǎn)火的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間最大為 0.073s（高溫40℃），滿(mǎn)足總體不大于0.15s要求，且有較大裕度。

3.5 頭部點(diǎn)火方案的結(jié)論

頭部點(diǎn)火方案中，雙發(fā)點(diǎn)火器同時(shí)工作或單發(fā)點(diǎn)火器工作均可以可靠點(diǎn)燃固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)初始推力壓力峰偏高現(xiàn)象，點(diǎn)火啟動(dòng)時(shí)間滿(mǎn)足技術(shù)指標(biāo)要求。

4 結(jié)論

（1）尾部點(diǎn)火方案的點(diǎn)火性能受?chē)姽芏律w粘接質(zhì)量的影響很大。噴管堵蓋粘接強(qiáng)度太高，易出現(xiàn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)初始推力偏高的情況；噴管堵蓋粘接強(qiáng)度太低，易出現(xiàn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火延遲期過(guò)長(zhǎng)的情況。

（2）相比于尾部點(diǎn)火方案，點(diǎn)火裝置安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)前封頭上的頭部點(diǎn)火方案所需點(diǎn)火藥量減少50%，各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，點(diǎn)火性能明顯提高。

[1]王元有,等.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,1984.

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[3]張秋芳,王寧飛,田維平.小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部點(diǎn)火器設(shè)計(jì)方法[J].固體火箭技術(shù),2006,29(5):341-345.