路勝卓，羅衛(wèi)華，陳衛(wèi)東，王巍，張豐超，于艷春，李廣武

（1.哈爾濱工程大學(xué)航天與建筑工程學(xué)院，黑龍江哈爾濱，150001；2.西安航天動力測控技術(shù)研究所，陜西西安，710025）

殼裝高能固體推進(jìn)劑的殉爆實驗與數(shù)值模擬

路勝卓1，羅衛(wèi)華2，陳衛(wèi)東1，王巍1，張豐超1，于艷春1，李廣武2

（1.哈爾濱工程大學(xué)航天與建筑工程學(xué)院，黑龍江哈爾濱，150001；2.西安航天動力測控技術(shù)研究所，陜西西安，710025）

隨著現(xiàn)代固體推進(jìn)劑能量的提高和火炸藥技術(shù)的融合，含有炸藥顆粒的高能固體推進(jìn)劑具有較高的機(jī)械感度和沖擊波感度，極易發(fā)生殉爆現(xiàn)象。為深入探詢固體推進(jìn)劑的殉爆特征，采用實驗和數(shù)值模擬對比分析方法，研究了某高能固體推進(jìn)劑的殉爆過程，揭示了殼裝高能固體推進(jìn)劑的殉爆特性。研究發(fā)現(xiàn)，由于主發(fā)推進(jìn)劑爆炸沖擊波的瞬間沖擊作用，造成被發(fā)殼體局部破壞形成碎片，碎片高速撞擊推進(jìn)劑藥柱顆粒，使被撞擊區(qū)域熱能無法均勻分布，集中在碎片的尖銳棱角或突出處，導(dǎo)致相應(yīng)質(zhì)點溫度劇增達(dá)到臨界爆發(fā)點，最終導(dǎo)致被發(fā)推進(jìn)劑發(fā)生殉爆。

固體推進(jìn)劑；殉爆；爆轟；數(shù)值模擬；殉爆實驗；殼體結(jié)構(gòu)

固體推進(jìn)劑是運載火箭和導(dǎo)彈中推進(jìn)系統(tǒng)的重要燃料，人們通常認(rèn)為它的危險性遠(yuǎn)低于炸藥，只能燃燒，不會發(fā)生爆炸。然而，隨著現(xiàn)代固體推進(jìn)劑能量的提高和火炸藥技術(shù)的融合，一些含有大量黑索金、奧克托金等高能炸藥顆粒的推進(jìn)劑［1-3?［4-6］。

殉爆是固體炸藥等含能物質(zhì)具有的危險性特征之一，國內(nèi)外學(xué)者對炸藥殉爆開展相關(guān)研究［7-8］，P.W.Howe［9］采用二維歐拉程序?qū)ぱb炸藥殉爆過程進(jìn)行數(shù)值模擬，分析了殉爆距離、殼體寬厚以及主發(fā)藥和被發(fā)藥的間隔板對殉爆結(jié)果的影響。J.P.Lu等［10］對裸裝PBXN-109炸藥殉爆實驗進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得理想結(jié)果并給出了PBXN-109炸藥的沖擊感度曲線。S.Fisher［11］則對殼裝PBXN-109炸藥的殉爆實驗進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了包裝容器中彈藥間的沖擊波與泡沫隔離層材料對炸藥殉爆的影響。陳朗等［12］進(jìn)行了殼裝固黑鋁炸藥殉爆實驗，并采用非線性有限元計算方法，對殼裝固黑鋁炸藥殉爆實驗進(jìn)行了數(shù)值模擬。

目前，有關(guān)高能固體推進(jìn)劑殉爆過程的研究還十分有限，但它同樣具有發(fā)生殉爆的危險性。為深入探詢固體推進(jìn)劑殉爆特征，通過實驗和數(shù)值模擬，對某高能固體推進(jìn)劑的殉爆過程開展研究。

1 殼裝高能推進(jìn)劑殉爆試驗

試驗的主要裝置包括：鋼制殼體、推進(jìn)劑裝藥（包括起爆藥）、壓力傳感器及高速數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。其中，用于裝填主發(fā)和被發(fā)推進(jìn)劑的殼體相同，均為圓柱形薄殼。殼體長度2 100 mm，截面最大直徑102 mm，厚度2 mm，采用16MnR鋼材制作，模型尾端封頭為2 mm厚圓形薄鋼板。殼體內(nèi)部裝填一種高能固體推進(jìn)劑，主要成份包括HMX、AP和Al；圓柱形藥柱截面的平均直徑85 mm，裝藥長度隨實驗藥量的變化而變化。圖1為試驗裝置中鋼制殼體及其固體推進(jìn)劑裝藥示意圖。

圖1 殼體及推進(jìn)劑裝藥示意圖（單位：mm）Fig.1 Sell model and solid propellant（unit：mm）

圖2 為試驗裝置布置及現(xiàn)場實景圖。試驗前，在主發(fā)殼體內(nèi)裝填推進(jìn)劑，并加裝300傳爆藥和2只電起爆雷管，而被發(fā)殼體內(nèi)僅裝填同種型號的推進(jìn)劑。試驗中，由雷管起爆傳爆藥柱，進(jìn)而起爆主發(fā)裝藥。主發(fā)藥體分為有殼和無殼2種結(jié)構(gòu)形式，被發(fā)裝藥均為殼裝結(jié)構(gòu)。按照主發(fā)結(jié)構(gòu)形式（有殼或無殼），以及主發(fā)與被發(fā)裝藥的相對距離D的不同，共設(shè)置4種試驗工況。試驗中，主發(fā)裝藥結(jié)構(gòu)與被發(fā)裝藥結(jié)構(gòu)均位于同一水平面內(nèi)，兩者平行放置。

圖2 試驗裝置布置及現(xiàn)場實景圖Fig.2 Test facilities layout and testing site

2 殉爆試驗的數(shù)值模擬

由于殉爆過程的瞬時性，僅依靠試驗無法觀測到相關(guān)細(xì)節(jié)。為此，需要建立與殉爆試驗相對應(yīng)的數(shù)值計算模型，對推進(jìn)劑的殉爆過程和殼體的動力響應(yīng)進(jìn)行模擬，分析該高能推進(jìn)劑殉爆的一般規(guī)律。根據(jù)圖1和圖2所示的試驗裝置，利用AUTODYN軟件建立三維數(shù)值模型，包括：鋼制殼體模型、高能固體推進(jìn)劑與起爆藥，及其計算范圍內(nèi)的空氣域。其中，鋼制殼體模型采用拉格朗日單元建立，能夠有效模擬結(jié)構(gòu)在沖擊波作用下的變形破壞；采用Johnson-cook和shock方程，描述殼體的本構(gòu)關(guān)系和沖擊波作用下材料的狀態(tài)變化；鋼材密度為790 kg／m3，彈性模量206 GPa，屈服應(yīng)力350 MPa，殼體的失效應(yīng)變?yōu)?.15。空氣定義為歐拉單元，相應(yīng)的材料模型采用線性多項式方程和理想氣體的狀態(tài)方程，空氣密度取標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下ρ＝1.298 kg／m3。

高能固體推進(jìn)劑和起爆炸藥的單元定義為多物質(zhì)材料歐拉形式。相對于拉格朗日算法，采用多物質(zhì)的歐拉算法能夠有效模擬推進(jìn)劑的殉爆過程，并精確描述爆轟產(chǎn)物的擴(kuò)展及其狀態(tài)變化。推進(jìn)劑相應(yīng)的材料模型，采用點火增長反應(yīng)模型和JWL狀態(tài)方程描述。對于起爆藥柱材料，定義TNT炸藥對應(yīng)的高能炸藥反應(yīng)模型和JWL方程。點火增長反應(yīng)方程的各項參數(shù)，采用文獻(xiàn)［1］給出的高能固體推進(jìn)劑試驗結(jié)果，相應(yīng)各項參數(shù)如下：I＝7.4×1011，b＝0.67，a＝0，x＝800，G1＝7，c＝0.67，d＝0.111，y＝1.5，G2＝800，e＝0.333，g＝1.0，z＝2.0，圖3為建立的數(shù)值計算模型。

圖3 殼裝高能推進(jìn)劑數(shù)值模型建立Fig.3 Numerical model of solid propellant and steel shell

3 結(jié)果分析

圖4為無殼31 kg主發(fā)裝藥爆炸沖擊波與被發(fā)殼體結(jié)構(gòu)的變形截圖。起爆藥柱起爆固體推進(jìn)劑后，爆轟波沿推進(jìn)劑長度方向傳播，其爆轟產(chǎn)物及激發(fā)沖擊波向三維空間區(qū)域傳播。當(dāng)被發(fā)結(jié)構(gòu)與主發(fā)推進(jìn)劑相距0.8 m時，沖擊波在195 μs到達(dá)被發(fā)殼體。在瞬時高壓沖擊作用下，被發(fā)殼體局部產(chǎn)生塑性變形，并達(dá)到承受沖擊載荷的極限狀態(tài)而失效斷裂，使得金屬殼體在局部區(qū)域出現(xiàn)破片。

圖4 主發(fā)推進(jìn)劑爆炸沖擊波傳播及被發(fā)殼體結(jié)構(gòu)變形截圖Fig.4 The propagation of blast and acceptor shell deformation

隨著殼體塑性變形區(qū)域的擴(kuò)展，由失效斷裂產(chǎn)生的破片數(shù)量也隨之增加。245 μs時，被發(fā)殼體變形區(qū)的推進(jìn)劑出現(xiàn)明顯的點火起爆現(xiàn)象，壓力達(dá)7.35 GPa。隨后，點火逐漸成長為沿被發(fā)推進(jìn)劑穩(wěn)定傳播的爆轟波，說明高能固體推進(jìn)劑已發(fā)生殉爆。至315 μs時，由入射沖擊波作用使殼體結(jié)構(gòu)沿迎爆方向一側(cè)破損嚴(yán)重，部分區(qū)域出現(xiàn)撕裂，大部分被發(fā)推進(jìn)劑發(fā)生爆炸。375 μs時，殼體內(nèi)的被發(fā)推進(jìn)劑已完全爆炸。圖5是通過計算得到的推進(jìn)劑殉爆主要過程的截圖。當(dāng)主發(fā)與被發(fā)結(jié)構(gòu)的相對距離D不變，而主發(fā)結(jié)構(gòu)采用殼裝18 kg高能推進(jìn)劑時，被發(fā)推進(jìn)劑的殉爆過程與上述殉爆過程相似。235 μs時，與塑性變形區(qū)域臨近的被發(fā)推進(jìn)劑壓力迅速增長至7.79 GPa，并產(chǎn)生點火現(xiàn)象。隨著壓力的不斷增加，如圖6（a）中至255 μs時刻，被發(fā)推進(jìn)劑藥柱逐漸形成穩(wěn)定的爆轟波；而當(dāng)t＝325 μs，爆轟波沿內(nèi)部到達(dá)藥柱頂端，推進(jìn)劑全部殉爆，如圖6（b）。

圖5 無殼31 kg推進(jìn)劑起爆條件下殉爆過程截圖Fig.5 Sympathetic detonation of acceptor propellant under bared charge of 31 kg solid propellant

圖7 分別為無殼31 kg和殼裝18 kg兩種主發(fā)推進(jìn)劑爆炸條件下，被發(fā)殼體在殉爆過程中的變形截圖。表1為不同工況條件下，被發(fā)結(jié)構(gòu)內(nèi)推進(jìn)劑的試驗狀態(tài)及其數(shù)值模擬結(jié)果。當(dāng)主發(fā)結(jié)構(gòu)與被發(fā)結(jié)構(gòu)相距達(dá)1.4 m時，在爆炸沖擊荷載作用下，被發(fā)殼體局部出現(xiàn)一定的塑性變形，但未出現(xiàn)破損，多數(shù)殼體材料仍處于彈性變形。在此過程中，也未能觀察到被發(fā)推進(jìn)劑藥柱內(nèi)有點火現(xiàn)象發(fā)生，其數(shù)值模擬結(jié)果與試驗觀測結(jié)果基本一致。

圖6 殼裝18 kg推進(jìn)劑起爆條件下殉爆過程截圖Fig.6 Sympathetic detonation of acceptor propellant under charge of 18 kg solid propellant in shell

根據(jù)試驗工況，由數(shù)值模擬計算主發(fā)與被發(fā)結(jié)構(gòu)的臨界殉爆距離d。為合理減少模擬次數(shù)，通過最小二分法選取主發(fā)與被發(fā)結(jié)構(gòu)的相對距離D，并由多次數(shù)值模擬結(jié)果，最終給出臨界距離d，如表1所示。

圖7 不同主發(fā)裝藥條件下被發(fā)殼體變形截圖Fig.7 Deformation of the acceptor shell in separate conditions of charge

表1 不同工況條件下試驗與數(shù)值模擬結(jié)果Table 1 Experiment and numerical results of acceptor solid propellant

為進(jìn)一步分析鋼制殼體對被發(fā)推進(jìn)劑殉爆的影響，在前述試驗與模擬結(jié)果的基礎(chǔ)上，針對無殼被發(fā)推進(jìn)劑的動力響應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬，表2為相應(yīng)結(jié)果。模擬結(jié)果顯示，在相同主發(fā)條件下，被發(fā)推進(jìn)劑均未發(fā)生殉爆，并且主發(fā)推進(jìn)劑的爆炸沖擊波到達(dá)被發(fā)推進(jìn)劑表面時的沖擊壓力僅在60～120 MPa范圍，其強度遠(yuǎn)低于沖擊波起爆的臨界壓力，難以激發(fā)推進(jìn)劑產(chǎn)生殉爆。

通過試驗和數(shù)值模擬結(jié)果發(fā)現(xiàn)，被發(fā)結(jié)構(gòu)的金屬外殼對其內(nèi)部推進(jìn)劑的殉爆特性有一定影響，其壓力的突變和初始點火起爆點多發(fā)生在被發(fā)殼體破損斷裂區(qū)域附近。為進(jìn)一步分析殼體對推進(jìn)劑殉爆的影響過程，在被發(fā)殼體迎爆壁面沿殼體長度方向選擇20個測點，其位置如圖8所示。

表2 無殼被發(fā)推進(jìn)劑的數(shù)值模擬結(jié)果Table 2 Numerical calculation results of the bare acceptor solid propellant

圖8 殼體測點布置圖Fig.8 Gauge points at the acceptor protective shell

圖9 為數(shù)值計算得到的被發(fā)殼壁測點1～5相應(yīng)質(zhì)點的速度時程曲線。當(dāng)入射沖擊波作用于被發(fā)結(jié)構(gòu)殼壁時，相應(yīng)質(zhì)點的速度瞬時達(dá)到峰值；隨著沖擊波強度衰減，質(zhì)點的速度不斷降低。數(shù)值模擬結(jié)果表明，測點2～4位于殼體顯著變形和產(chǎn)生破片的位置，也是接近被發(fā)推進(jìn)劑產(chǎn)生初始點火和壓力突變的區(qū)域，并且模擬過程顯示，在主發(fā)31 kg推進(jìn)劑爆炸沖擊波作用下，被發(fā)殼體測點2、3、4的相應(yīng)破片瞬間以1 500～1 600 m／s的速度撞擊被發(fā)推進(jìn)劑質(zhì)點（見圖9（a）），而后在相互撞擊和摩擦作用下逐步降速至1 092～1 165 m／s，隨之推進(jìn)劑迅速發(fā)生點火起爆。圖9（b）顯示，在殼裝18 kg主發(fā)推進(jìn)劑爆炸條件下，測點1～5的殼壁質(zhì)點撞擊速度峰值約為900～1 300 m／s，其中以測點2所對應(yīng)的撞擊速度最高，達(dá)到1 125 m／s。

分析認(rèn)為，受主發(fā)推進(jìn)劑爆炸沖擊波的沖擊作用影響，被發(fā)殼體瞬間變形破壞，其碎片在沖擊波的驅(qū)動和自身慣性作用下，高速撞擊被發(fā)推進(jìn)劑藥柱顆粒。由于被撞擊區(qū)域能量密度相對較高，碎片的機(jī)械作用產(chǎn)生的熱能來不及均勻分布，而是集中在局部，尤其集中在碎片的尖銳棱角或突出處，熱量來不及散失而使相應(yīng)質(zhì)點溫度劇增達(dá)到臨界爆發(fā)點，從而形成熱點并發(fā)生點火起爆現(xiàn)象。分析結(jié)論與數(shù)值計算得到的結(jié)果能夠吻合。

圖9 被發(fā)殼體測點速度時程曲線Fig.9 Velocity histories of fragments at the acceptor shell

4 結(jié)論

通過試驗和數(shù)值模擬的結(jié)果可見，含有高能炸藥顆粒的固體推進(jìn)劑具有較高的機(jī)械感度和沖擊波感度，在一定條件下極易發(fā)生殉爆現(xiàn)象。綜合試驗和數(shù)值計算結(jié)果，可以得出如下結(jié)論：

1）質(zhì)量為31 kg、截面直徑110 mm的無殼推進(jìn)劑藥柱和質(zhì)量為18 kg、截面直徑85 mm的有殼推進(jìn)劑藥柱在相距0.8 m的條件下，均能使質(zhì)量為18 kg被發(fā)殼裝推進(jìn)劑產(chǎn)生殉爆。

2）在相同條件下，當(dāng)主發(fā)結(jié)構(gòu)與被發(fā)推進(jìn)劑藥柱相距1.4 m時，主發(fā)推進(jìn)劑的爆炸不會引起被發(fā)推進(jìn)劑產(chǎn)生殉爆現(xiàn)象。

3）被發(fā)推進(jìn)劑的殉爆主要是由于鋼制外殼碎片的機(jī)械撞擊作用，使藥柱內(nèi)部形成熱點所致。在一定條件下，金屬外殼不但起不到防護(hù)作用，而且容易導(dǎo)致推進(jìn)劑產(chǎn)生殉爆。

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Experiments and numerical simulations of sympathetic detonation of high-energy solid propellant in shell

LU Shengzhuo1，LUO Weihua2，CHEN Weidong1，WANG Wei1，ZHANG Fengchao1，YU Yanchun1，LI Guangwu2
（1.College of Astronautics and Civil Engineering，Harbin Engineering University，Harbin 150001，China；2.Xi'an Measuring and Control Technology of Aeronautics and Astronautics Institution，Xi'an 710025，China）

With the increase of the chemical energy of the modern solid propellant and the integration of the explosives and gunpowder technologies，the high energy solid propellant，containing a large number of explosive particles，presents a significant mechanical sensitivity and shock sensitivity，which would easily induce the sympathetic detonation.In order to investigate the features of the sympathetic detonation of solid propellant，this paper has researched the sympathetic detonation process of the high energy solid propellant by experiments and numerical simulations.The study found that under the blast impact of the solid propellant，the shells are partially damaged into pieces.The fragments impacted on the solid propellant acceptor with high speed，which caused uneven distribution of the thermal energy.The thermal energy concentrated on the sharp corners or projecting parts of fragments，which led to the temperature excursion，reaching the critical point.Next，the sympathetic detonation of the solid propellant finally occurred.

solid propellant；sympathetic detonation；detonation；numerical simulation；sympathetic detonation test；protective shell

10.3969／j.issn.1006-7043.201403095

http：／／www.cnki.net／kcms／detail／23.1390.U.20141204.1516.002.html

O383

A

1006-7043（2014）12-1507-05

2014-04-01.網(wǎng)絡(luò)出版時間：2014-12-04.

國防科技重點實驗室基金資助項目（9140C350406130C35126）.

路勝卓（1982-），男，講師，博士；陳衛(wèi)東（1966-），男，教授，博士生導(dǎo)師.

陳衛(wèi)東，E-mail：chenweidong＠hrbeu.edu.cn.