• 
    

    
    

      99热精品在线国产_美女午夜性视频免费_国产精品国产高清国产av_av欧美777_自拍偷自拍亚洲精品老妇_亚洲熟女精品中文字幕_www日本黄色视频网_国产精品野战在线观看

      ?

      國(guó)外固體發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性評(píng)估技術(shù)

      2015-04-24 07:39:26趙繼偉
      固體火箭技術(shù) 2015年6期
      關(guān)鍵詞:推進(jìn)劑殼體試管

      李 翊,趙繼偉,霍 菲

      (1.海軍裝備部駐西安地區(qū)軍事代表局,西安 710054;2.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院401所,西安 710025)

      ?

      國(guó)外固體發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性評(píng)估技術(shù)

      李 翊1,趙繼偉2,霍 菲2

      (1.海軍裝備部駐西安地區(qū)軍事代表局,西安 710054;2.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院401所,西安 710025)

      從發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤試驗(yàn)方法和裝置研制研究入手,分析國(guó)外慢烤安全性試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀,系統(tǒng)論述了國(guó)外慢烤安全性試驗(yàn)及評(píng)估標(biāo)準(zhǔn),分析了試驗(yàn)中主要參數(shù)設(shè)定的依據(jù),以典型型號(hào)武器為例,探索了慢烤安全性評(píng)估的應(yīng)用方法,通過(guò)匯總美國(guó)Aerojet公司開(kāi)展的典型型號(hào)慢烤安全性評(píng)估,總結(jié)了國(guó)外在評(píng)估過(guò)程中獲得的推進(jìn)劑配方、殼體束縛及改進(jìn)方案對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性的影響,并對(duì)國(guó)內(nèi)固體發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性評(píng)估技術(shù)的發(fā)展提出了建議:借鑒國(guó)外在發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性領(lǐng)域的研究成果,深化安全性機(jī)理研究,探索發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)及環(huán)境條件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性的影響,建立試驗(yàn)條件,加速制定適合國(guó)內(nèi)武器裝備發(fā)展的考核標(biāo)準(zhǔn),對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性進(jìn)行評(píng)估。

      固體發(fā)動(dòng)機(jī);慢烤安全性;試驗(yàn)技術(shù);評(píng)估標(biāo)準(zhǔn);應(yīng)用現(xiàn)狀

      0 引言

      火災(zāi)環(huán)境是兩軍對(duì)壘中最常出現(xiàn)的情況,也是對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)安全性影響最主要的因素之一。當(dāng)鄰近彈藥庫(kù)或飛機(jī)起火,雖然發(fā)動(dòng)機(jī)沒(méi)有處于火焰環(huán)境中,但周圍形成的高熱氣流不斷對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行加熱,使其內(nèi)部形成熱點(diǎn)和局部壓力升高,最終發(fā)生安全事故,造成人員傷亡和武器平臺(tái)損毀[1]。美國(guó)等北約國(guó)家在實(shí)戰(zhàn)和考核試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn),對(duì)于固體發(fā)動(dòng)機(jī),慢烤安全性是其最難通過(guò)的試驗(yàn)項(xiàng)目[2-3],為突破固體發(fā)動(dòng)機(jī)安全性設(shè)計(jì)的瓶頸,國(guó)外先后開(kāi)展了鈍感戰(zhàn)術(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)研制[4]、改進(jìn)海麻雀導(dǎo)彈安全性研究[5]等計(jì)劃,從機(jī)理研究[6-7]入手,改進(jìn)了推進(jìn)劑配方[8-9]及發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)[10],并研制了適用于推進(jìn)劑及全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性試驗(yàn)裝置和評(píng)估方法,給出了發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)與其慢烤安全性的關(guān)系,以此來(lái)指導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)的鈍感設(shè)計(jì)。

      本文從試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)入手,深入分析匯總了國(guó)外慢烤安全性評(píng)估技術(shù),研究了慢烤安全性試驗(yàn)及評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)和其主要參數(shù)的設(shè)定依據(jù),以典型型號(hào)武器為例,對(duì)慢烤安全性的評(píng)估方法進(jìn)行了分析,通過(guò)匯總美國(guó)Aerojet公司在21世紀(jì)初開(kāi)展的典型型號(hào)慢烤安全性評(píng)估,總結(jié)了國(guó)外在評(píng)估過(guò)程中獲得的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性規(guī)律,并對(duì)國(guó)內(nèi)固體發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性評(píng)估技術(shù)的發(fā)展提出了建議。

      1 慢烤安全性試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)

      慢烤安全性試驗(yàn)是評(píng)估固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及推進(jìn)劑慢烤安全性最為直觀、有效的手段,其試驗(yàn)結(jié)果不僅可驗(yàn)證固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性,為軍工產(chǎn)品定型和武器系統(tǒng)能否裝備部隊(duì)提供指導(dǎo),還可為發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、儲(chǔ)運(yùn)和使用條件提供建議。影響固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性的主要設(shè)計(jì)參數(shù)是推進(jìn)劑配方和殼體材料及結(jié)構(gòu)。因此,慢烤安全性試驗(yàn)的主要研究方向包括發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性考核方法和適用于推進(jìn)劑或發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的試驗(yàn)測(cè)試裝置研制。

      1.1 試管烤爆試驗(yàn)

      鈍感推進(jìn)劑配方在研制過(guò)程中需要開(kāi)展大量的慢烤安全性驗(yàn)證,為簡(jiǎn)化試驗(yàn),形成直觀的反應(yīng)結(jié)果,方便試驗(yàn)分析與數(shù)據(jù)處理,20世紀(jì)80年代,Sechmits[11]將標(biāo)準(zhǔn)化的試管烤爆試驗(yàn)應(yīng)用于推進(jìn)劑慢烤安全性評(píng)估。該試驗(yàn)方法是將尺寸為φ12.7 mm×12.7 mm的圓柱形推進(jìn)劑按照其實(shí)際裝藥的密度裝填在標(biāo)準(zhǔn)化鋁制試管中,試管的兩頭由密封圈和螺旋堵蓋進(jìn)行密封后放入溫度可控的電加熱箱中,試驗(yàn)的起始溫度由推進(jìn)劑的熱失重特性確定,電加熱箱的升溫速率則參考推進(jìn)劑的熱差特性。試驗(yàn)中記錄試管及螺旋堵蓋狀態(tài),根據(jù)反應(yīng)時(shí)螺旋堵蓋的沖出距離、試管的破裂程度及碎片尺寸、數(shù)量和推進(jìn)劑的殘留狀態(tài),推測(cè)反應(yīng)劇烈程度,配合試管內(nèi)藥柱發(fā)生反應(yīng)的時(shí)間、反應(yīng)時(shí)電加熱箱的溫度數(shù)據(jù),對(duì)推進(jìn)劑的熱安全性進(jìn)行評(píng)估。由于試驗(yàn)中采用了試管裝填標(biāo)準(zhǔn)化推進(jìn)劑的結(jié)構(gòu),既考核了殼體束縛下含能材料熱安全性,也簡(jiǎn)化了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理。該試驗(yàn)成為研究一維殼體束縛條件下含能材料慢烤安全性考核的雛形。

      此后,為簡(jiǎn)化了試驗(yàn)結(jié)構(gòu),縮減試驗(yàn)成本,降低試驗(yàn)的破壞性,Kent等[12]用防爆試管代替鋁制試管,用纏繞的加熱絲代替溫度可控的電加熱箱實(shí)現(xiàn)試管溫度的緩慢加載,并通過(guò)預(yù)埋熱電偶對(duì)藥柱內(nèi)部的溫度變化進(jìn)行測(cè)試。荷蘭應(yīng)用科學(xué)組織(TNO)則用纏繞加熱絲的爆轟管代替溫度可控的電加熱箱,并在爆轟管內(nèi)布置壓力、應(yīng)變測(cè)試裝置[13-14]及多根測(cè)溫?zé)犭娕糩15],試驗(yàn)測(cè)得了推進(jìn)劑在不同位置的溫度-時(shí)間曲線,并通過(guò)壓力、應(yīng)變曲線分析和試管的破碎程度,得到了推進(jìn)劑燃燒轉(zhuǎn)爆轟的過(guò)程和反應(yīng)的劇烈程度。

      由于內(nèi)置的應(yīng)變傳感器會(huì)改變推進(jìn)劑的傳熱特性,干擾慢烤試驗(yàn)結(jié)果,2001年,TNO再次對(duì)試驗(yàn)裝置進(jìn)行了改進(jìn)[16],用纏繞在爆轟管外的光纖替代爆轟管內(nèi)的應(yīng)變傳感器,通過(guò)分析薩尼亞克光纖干涉信號(hào)和馬赫曾特光纖干涉信號(hào),對(duì)光纖的長(zhǎng)度變化率和光纖長(zhǎng)度進(jìn)行對(duì)比研究,得到爆轟管在慢烤過(guò)程中的直徑變化過(guò)程,這是首例應(yīng)用光測(cè)試技術(shù)研究推進(jìn)劑慢烤安全性的案例。同年,美國(guó)物理研究所[17]在響尾蛇導(dǎo)彈的研制中使用的試管烤爆裝置,也避免了內(nèi)置傳感器對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的干擾。該裝置將2個(gè)安裝應(yīng)變傳感器的板簧垂直安裝在試管2個(gè)螺旋堵蓋的外端,每個(gè)板簧的外側(cè)再安裝與試管同軸的位移傳感器,當(dāng)試管因受熱發(fā)生軸向膨脹時(shí),應(yīng)變傳感器和位移傳感器會(huì)輸出相應(yīng)的數(shù)據(jù),從而得到試管軸向膨脹的變化過(guò)程。

      由于其分析簡(jiǎn)便直觀,試管烤爆試驗(yàn)至今仍是應(yīng)用于鈍感推進(jìn)劑慢烤安全性評(píng)估的主要方法。隨著測(cè)試技術(shù)的不斷進(jìn)步,特別是光纖、紅外、超聲等非接觸測(cè)量技術(shù)的應(yīng)用,使得試驗(yàn)中獲得的數(shù)據(jù)量不斷增多,不僅為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性評(píng)估提供了更加豐富的信息,也為發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性設(shè)計(jì)和改進(jìn)提供了有效的數(shù)據(jù)。

      1.2 小尺寸烤燃彈試驗(yàn)

      為研究發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)與其慢烤安全性之間的關(guān)系,國(guó)外研究了小尺寸烤燃彈試驗(yàn),該試驗(yàn)?zāi)壳笆锹?lián)合國(guó)危險(xiǎn)貨物運(yùn)輸試驗(yàn)中研究含能材料慢烤安全性的標(biāo)準(zhǔn)化試驗(yàn)裝置。其原理與試管烤爆試驗(yàn)基本相同,都是將推進(jìn)劑置于一個(gè)被加熱的殼體束縛條件中,區(qū)別僅在于試驗(yàn)裝置的結(jié)構(gòu)。最早的小尺寸烤燃彈試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)者是美國(guó)的Parker,于1984年設(shè)計(jì)了一種研究含能材料慢烤安全性試驗(yàn)裝置[18],該裝置為一個(gè)內(nèi)徑60 mm、高140 mm的帶蓋杯體,杯體與頂蓋之間由密封圈進(jìn)行密封,杯體的最外部為不銹鋼殼體,殼體內(nèi)粘接絕熱層,安裝嵌入式的熱電偶的推進(jìn)劑被裝填在烤燃彈內(nèi)部。該試驗(yàn)與Sechmits的試管烤爆試驗(yàn)一樣,需要由一個(gè)溫度可控的電加熱箱模擬慢烤時(shí)的環(huán)境溫度變化。

      20世紀(jì)90年代,為簡(jiǎn)化試驗(yàn),降低試驗(yàn)成本和提高試驗(yàn)的適用性,荷蘭的TNO[19-20]建立了一套自帶加熱裝置的小尺寸烤燃彈試驗(yàn)系統(tǒng),該系統(tǒng)是在烤燃彈的殼體外部均勻布置了多組加熱管,并通過(guò)控制器根據(jù)預(yù)設(shè)的加熱速率,對(duì)加熱管的輸出功率進(jìn)行控制,從而使試驗(yàn)裝置可按照需要的加熱速率進(jìn)行升溫。美國(guó)的勞倫斯·利弗摩爾國(guó)家實(shí)驗(yàn)室[21]除了纏繞電加熱器來(lái)代替Parker的電加熱箱以外,還根據(jù)理論分析結(jié)果對(duì)烤燃彈內(nèi)部的測(cè)溫?zé)犭娕疾季€進(jìn)行了改進(jìn),通過(guò)開(kāi)展大量的試驗(yàn),測(cè)得了含能材料的溫度變化,找到了不同殼體材料和殼體厚度下推進(jìn)劑的熱點(diǎn)生成的部位。

      通過(guò)小尺寸烤燃彈試驗(yàn),北約國(guó)家研究了束縛條件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)反應(yīng)延遲及劇烈程度的影響,獲得了殼體導(dǎo)熱系數(shù)及強(qiáng)度、推進(jìn)劑導(dǎo)熱系數(shù)及密度等因素對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性的影響。

      1.3 全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性試驗(yàn)

      無(wú)論是試管烤爆試驗(yàn),還是小尺寸烤燃彈試驗(yàn),均在不同程度上對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了簡(jiǎn)化,其得出結(jié)論也僅部分反映了發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性。因此,國(guó)外在固體發(fā)動(dòng)機(jī)的驗(yàn)收中,要求必須以全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性試驗(yàn)為依據(jù)。國(guó)外全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性試驗(yàn)研究早在20世紀(jì)60年代就已起步,其主要思路是通過(guò)可控溫度箱為發(fā)動(dòng)機(jī)提供一個(gè)模擬緩慢加熱的試驗(yàn)環(huán)境。

      20世紀(jì)90年代,法國(guó)CAEPE在充分考慮試驗(yàn)效果、試驗(yàn)安全性和試驗(yàn)成本等因素的基礎(chǔ)上,建立了由箱體、發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)工裝、加熱系統(tǒng)、風(fēng)循環(huán)系統(tǒng)組成簡(jiǎn)易慢烤試驗(yàn)裝置[22]。為降低試驗(yàn)成本,減小由于爆炸造成的損失,系統(tǒng)采用遠(yuǎn)程有線控制,控制電纜、測(cè)試電纜及空氣加熱裝置等被安裝在地下,通過(guò)風(fēng)扇實(shí)現(xiàn)熱風(fēng)的循環(huán)。箱體可由標(biāo)準(zhǔn)化的壁板組裝在根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸設(shè)計(jì)的鋼架上,為保證箱體的保溫阻燃絕緣特性,壁板及通風(fēng)管道采用中空鋼板中夾塞石棉絨材料。鋼架結(jié)構(gòu)上設(shè)計(jì)有防止發(fā)動(dòng)機(jī)助推的試驗(yàn)工裝。

      英國(guó)的Jameson A[23]針對(duì)未來(lái)空空導(dǎo)彈用固體發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)了慢烤安全性試驗(yàn)裝置,該裝置將一個(gè)受控電熱元件纏繞在試驗(yàn)箱外壁,并在試驗(yàn)箱前部安裝風(fēng)扇,實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)箱內(nèi)空氣按預(yù)定升溫速率升溫,且分布均勻。為防止發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生助推帶來(lái)危險(xiǎn),試驗(yàn)箱內(nèi)安裝發(fā)動(dòng)機(jī)支架及限位裝置,且試驗(yàn)箱前端與推力墩固定。試驗(yàn)中,在發(fā)動(dòng)機(jī)殼體前端、中間和尾部軸向位置各安裝2個(gè)K型熱電偶,另外,為實(shí)現(xiàn)電熱元件的閉環(huán)控制,試驗(yàn)箱內(nèi)距試驗(yàn)箱外壁20 mm處安裝一個(gè)反饋測(cè)溫傳感器。試驗(yàn)第一階段,以7.5 ℃/h 的升溫速率加熱到70 ℃,并在70 ℃維持22 h;試驗(yàn)第二階段,升溫速率為3.3 ℃/h,當(dāng)反饋測(cè)溫傳感器達(dá)到143.3 ℃時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生燃燒反應(yīng),并產(chǎn)生助推。

      2 慢烤安全性考核評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)及相關(guān)參數(shù)確定

      2.1 慢烤安全性考核評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)

      早在1964年,美國(guó)海軍發(fā)布的標(biāo)準(zhǔn)化文件WR-50《海軍武器要求-空中、水面和水下發(fā)射武器彈頭最低安全性測(cè)試》[24]中,就將慢烤安全性試驗(yàn)納入了標(biāo)準(zhǔn)。隨著WR-50逐步上升為國(guó)防部標(biāo)準(zhǔn)[25]和美軍標(biāo)[26],慢烤安全性試驗(yàn)方法也日趨成熟。為保證聯(lián)合作戰(zhàn)武器的安全性,美國(guó)在20世紀(jì)80年代開(kāi)始在北約國(guó)家推廣慢烤安全性試驗(yàn),并上升成北約標(biāo)準(zhǔn)化協(xié)議,目前已有14個(gè)成員國(guó)按照STANAG 4382[27]中的方法和裝置開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性考核。標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定:試驗(yàn)時(shí),將發(fā)動(dòng)機(jī)放置在一個(gè)簡(jiǎn)易的慢烤箱內(nèi)。第一階段,以約5 ℃/min的升溫速率將慢烤試驗(yàn)箱加熱至50 ℃,并維持8 h,使試件達(dá)到熱平衡要求;第二階段,以3.3 ℃/h的升溫速率逐漸加熱直至反應(yīng)發(fā)生。加熱方式可以采用循環(huán)空氣加熱,為使加熱均勻,發(fā)動(dòng)機(jī)與慢烤箱內(nèi)壁每側(cè)應(yīng)至少留有200 mm的間隙。慢烤試驗(yàn)箱需絕緣,且箱體內(nèi)部溫度須可測(cè)量,至少使用2組(4個(gè))熱電偶對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)表面溫度進(jìn)行監(jiān)控(也可在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部預(yù)埋測(cè)溫傳感器,但不能干擾溫度場(chǎng))。由于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在熱激勵(lì)作用下在有可能產(chǎn)生助推,造成安全隱患,標(biāo)準(zhǔn)要求試驗(yàn)過(guò)程中要應(yīng)采取合適的約束方式,且約束裝置不能過(guò)多地吸收輻射熱。為防止發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)過(guò)程中出現(xiàn)的滲出物接觸熱源,干擾試驗(yàn),在試樣的底部應(yīng)設(shè)計(jì)一個(gè)支承托盤。為評(píng)估反應(yīng)的劇烈程度,試驗(yàn)除測(cè)試溫度場(chǎng),還要測(cè)試沖擊波超壓和爆炸碎片。其中,爆炸碎片的收集建議使用驗(yàn)證板,驗(yàn)證板材料的選擇取決于爆炸碎片的類型和速度。對(duì)于強(qiáng)束縛鋼殼體發(fā)動(dòng)機(jī),推薦使用至少25 mm厚的鋼材料作為驗(yàn)證板;對(duì)于鋁殼體或薄壁鋼殼體,推薦使用鋁質(zhì)驗(yàn)證板;對(duì)于復(fù)合材料殼體,可不使用驗(yàn)證板。理想情況下,驗(yàn)證板與試件至少有200 mm的間距,才能不影響試件的受熱情況。驗(yàn)證板可能會(huì)對(duì)沖擊波測(cè)試產(chǎn)生影響。因此,沖擊波超壓傳感器的布置應(yīng)避開(kāi)驗(yàn)證板所在的方向。

      由于全尺寸試驗(yàn)的數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)抽樣較少,為提高評(píng)估的真實(shí)性,國(guó)外在對(duì)慢烤安全性試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)上,找到了發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)、慢烤環(huán)境刺激與反應(yīng)劇烈程度之間的內(nèi)在聯(lián)系,建立了慢烤安全性簡(jiǎn)化評(píng)估程序。目前,該程序已經(jīng)納入到北約標(biāo)準(zhǔn)AOP-39《鈍感彈藥(IM)評(píng)估與發(fā)展指南》[28]中。該評(píng)估程序以流程圖的形式引導(dǎo)用戶進(jìn)行評(píng)估,輸入為發(fā)動(dòng)機(jī)特性參數(shù)、基礎(chǔ)環(huán)境、慢烤加熱刺激,輸出為發(fā)動(dòng)機(jī)的反應(yīng)劇烈程度,一旦威脅被確定并量化,評(píng)估程序?qū)⒔o出刺激可能導(dǎo)向的響應(yīng)“通道”。由于評(píng)估程序以邏輯流程為基礎(chǔ),可反映發(fā)動(dòng)機(jī)在真實(shí)環(huán)境中推進(jìn)劑的響應(yīng)特性,通常比“通過(guò)/不通過(guò)”縮比危險(xiǎn)性試驗(yàn)更為可靠。

      2.2 標(biāo)準(zhǔn)中主要參數(shù)的確定

      MIL-STD-2105D[29]中明確規(guī)定:在開(kāi)展彈藥安全性試驗(yàn)時(shí),應(yīng)選擇最有可能的、可信的刺激,預(yù)計(jì)對(duì)生命、財(cái)產(chǎn)、或戰(zhàn)斗力造成最大傷害的試驗(yàn)項(xiàng)目和試驗(yàn)條件。為確定慢烤安全性試驗(yàn)參數(shù),國(guó)外在20世紀(jì)60年代就進(jìn)行了試驗(yàn)和理論分析,其中包括測(cè)量航母上一個(gè)彈藥庫(kù)起火狀態(tài)下鄰近彈藥庫(kù)的升溫過(guò)程[30],通過(guò)試驗(yàn)和機(jī)理分析不同升溫速率發(fā)動(dòng)機(jī)的反應(yīng)劇烈程度[31]等,這些研究發(fā)現(xiàn),當(dāng)升溫速率≤3.3 ℃/h時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)的反應(yīng)最為劇烈。2003年,Desailly D等對(duì)該領(lǐng)域前期的研究成果[32-34]進(jìn)行總結(jié),并通過(guò)理論分析和數(shù)值仿真,對(duì)不同裝藥量、不同殼體強(qiáng)度的發(fā)動(dòng)機(jī)在不同升溫速率下的溫度變化、氣孔形成過(guò)程、熱點(diǎn)的形成過(guò)程、點(diǎn)火點(diǎn)的位置、藥柱表面及藥柱中心的溫度上升過(guò)程和質(zhì)量損失過(guò)程等熱化學(xué)特性行了數(shù)值仿真[35]。通過(guò)上述研究,得到如下結(jié)論:

      (1)不同的升溫速率下,藥柱內(nèi)部形成熱點(diǎn)的區(qū)域不同,升溫速率越高,熱點(diǎn)越靠近藥柱邊緣;

      (2)當(dāng)升溫速率不超過(guò)3.3 ℃/h時(shí),藥柱內(nèi)部溫度梯度較小,發(fā)生反應(yīng)時(shí),藥柱中心能瞬間釋放能量,反應(yīng)相對(duì)更加劇烈。

      該研究再次證明,為了在最嚴(yán)酷的條件下考核發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性,北約慢烤試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)[26]將升溫速率應(yīng)控制在3.3 ℃/h是合理的。

      3 國(guó)外型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性評(píng)估現(xiàn)狀

      慢烤安全性評(píng)估是對(duì)武器系統(tǒng)進(jìn)行慢烤安全性機(jī)理分析、試驗(yàn)、結(jié)果評(píng)價(jià)、改進(jìn)、再驗(yàn)證的一個(gè)過(guò)程[36],以英國(guó)的PGB導(dǎo)彈[37]為例,其方法為:(1)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)在生產(chǎn)、儲(chǔ)運(yùn)和使用過(guò)程中的實(shí)際情況確定試驗(yàn)條件;(2)通過(guò)機(jī)理分析和數(shù)值仿真預(yù)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性,并由此確定試驗(yàn)及其安全防護(hù)方案;(3)對(duì)縮比或全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行慢烤試驗(yàn);(4)分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)或借助仿真,確定發(fā)動(dòng)機(jī)在給定條件下的反應(yīng)劇烈程度,給出安全性結(jié)論;(5)探索影響發(fā)動(dòng)機(jī)安全性的設(shè)計(jì)因素,提出改進(jìn)設(shè)計(jì),并進(jìn)行驗(yàn)證。

      美國(guó)、英國(guó)、法國(guó)、澳大利亞等多個(gè)國(guó)家對(duì)其在用和正在研制的多個(gè)型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)都開(kāi)展了慢烤安全性評(píng)估。表1給出了美國(guó)Aerojet公司[38-39]對(duì)其研制的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行的慢烤安全性評(píng)估。

      表1 美國(guó)Aerojet公司開(kāi)展的發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性評(píng)估Table 1 Solid motor slow-cookoff evaluation in USA Aerojet

      除了對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行安全性考核和評(píng)估,Aerojet公司還根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析了推進(jìn)劑配方對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性的影響,研究指出:(1)發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性主要受推進(jìn)劑的熱安全性影響;(2)盡管HTPB推進(jìn)劑具有良好的耐壓特性,但其在慢烤條件下通常發(fā)生爆炸,甚至爆轟;(3)在推進(jìn)劑中適量加入硝酸銨(AN),可降低反應(yīng)的劇烈程度。此外,試驗(yàn)數(shù)據(jù)顯示,殼體束縛作用也會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的響應(yīng)劇烈程度。因此,Aerojet的研究人員對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體材料及結(jié)構(gòu)也進(jìn)行了研究,發(fā)現(xiàn):(1)由于殼體束縛會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部壓力的增加,當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生反應(yīng)時(shí),其反應(yīng)較裸藥而言,要?jiǎng)×业枚啵?2)較鋁合金和鋼殼體而言,凱夫拉和KOA混合殼體發(fā)動(dòng)機(jī)的反應(yīng)程度較弱;(3)設(shè)置卸壓孔或應(yīng)力集中槽的方法,使得發(fā)動(dòng)機(jī)在指定的弱束縛處卸壓,從而有效降低反應(yīng)的劇烈程度[40]。此外,Aerojet公司還驗(yàn)證了低溫點(diǎn)火器、內(nèi)部絕熱及噴涂發(fā)泡型防火涂料等方案對(duì)改善發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性的有效性。

      美國(guó)海軍也對(duì)在役和在研的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展了大量慢烤安全性評(píng)估試驗(yàn),并對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了數(shù)理統(tǒng)計(jì)分析,驗(yàn)證了推進(jìn)劑配方、殼體材料及結(jié)構(gòu)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性的影響,并得出如下結(jié)論[41]:(1)在推進(jìn)劑配方中,用硝酸銨(AN)部分代替AP或三硝基苯甲硝胺,以提高發(fā)動(dòng)機(jī)的慢烤安全性;(2)在推進(jìn)劑配方中添加含能塑化劑,可在保證其能量特性的同時(shí),提升推進(jìn)劑的熱穩(wěn)定性;(3)與鋼殼體相比,凱夫拉或混合殼體發(fā)動(dòng)機(jī)的爆炸超壓較低,且爆炸產(chǎn)生的碎片能量也相對(duì)較低;(4)卸壓孔或應(yīng)力集中槽的設(shè)計(jì)越靠近理論點(diǎn)火點(diǎn)處,越能有效地降低發(fā)動(dòng)機(jī)反應(yīng)的劇烈程度。

      4 結(jié)束語(yǔ)

      隨著國(guó)家對(duì)安全性認(rèn)識(shí)的不斷深化,武器彈藥的安全性也越來(lái)越受到軍方的重視,廣大含能材料研制及發(fā)動(dòng)機(jī)、彈總體設(shè)計(jì)行業(yè)對(duì)彈藥安全性的認(rèn)識(shí)也基本形成共識(shí),慢烤安全性作為發(fā)動(dòng)機(jī)安全性的技術(shù)瓶頸也受到了廣泛關(guān)注,國(guó)內(nèi)在發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性評(píng)估技術(shù)領(lǐng)域應(yīng)開(kāi)展如下研究:

      (1)為使發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性技術(shù)向著更加安全、更加直觀、更加有效的方向發(fā)展,借鑒國(guó)外在發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性研究領(lǐng)域積累的豐富經(jīng)驗(yàn)和教訓(xùn),深入開(kāi)展安全性機(jī)理研究,分析推進(jìn)劑組分在熱激勵(lì)作用下的反應(yīng)過(guò)程及微觀結(jié)構(gòu)變化,綜合考慮殼體束縛條件對(duì)含能材料熱分解特性及內(nèi)部壓力變化的影響,探索發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)與其慢烤安全性之間的內(nèi)在規(guī)律。

      (2)在試驗(yàn)方法研究、試驗(yàn)裝置研制及試驗(yàn)條件建立等方面,借鑒國(guó)外研究成果,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行轉(zhuǎn)化,建立試驗(yàn)條件,對(duì)推進(jìn)劑及發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)進(jìn)行慢烤安全性試驗(yàn),積累和分析試驗(yàn)數(shù)據(jù),驗(yàn)證機(jī)理分析的正確性,實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)慢烤安全性的有效評(píng)估。

      (3)在武器發(fā)展過(guò)程中,借鑒國(guó)外在安全性評(píng)估中所獲得的規(guī)律,協(xié)調(diào)好威力、熱安全性和研制成本之間的關(guān)系,采用含能塑化劑或用AN部分替代AP等組分,在殼體結(jié)構(gòu)中采用卸壓技術(shù),實(shí)現(xiàn)威力與安全性的平衡。

      (4)在評(píng)估方面,不僅要使慢烤安全性評(píng)估為武器裝備定型及裝備決策提供服務(wù),還應(yīng)通過(guò)分析和仿真獲得更多與發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤安全性方面的信息,使得慢烤安全性評(píng)估為指導(dǎo)和改進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì),促進(jìn)彈藥鈍感技術(shù)的提升提供有力支撐。

      [1] 李廣武,趙繼偉,等.常規(guī)導(dǎo)彈彈藥安全性考核與技術(shù)[M].北京:中國(guó)宇航出版社,2015.

      [2] Kenneth J Graham.IM methods[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials Meeting,2003.

      [3] Michael Fisher,Paul Johnsen.A system approach to IM for solid rocket motors-composite cases and reduced sensitivity propellants[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials Meeting,2003.

      [4] Coléno R.Demonstrators for insensitive tactical rocket motors[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials Technology Symposium,2001.

      [5] Fossumstuen K,Raudsandmoen G.IM evaluation of the evolved sea sparrow missile propulsion section[R].Alliant Techsystems,1999.

      [6] Sharma J,Armstrong R W,Elban W L,et al.Nanostructure of defects and hot spots of explosives as revealed by an atomic force microscope[C]//Proceedings in llth Symposium (International) on Detonation,1998.

      [7] Haskins P J,Cook M D,Fellows J,et al.Molecular dynamics studies of fast decomposition in energetic molecules[C]//Proceedings in llth Symposium(International) on Detonation,1998.

      [8] Comfort T,Hartman K.High density HTPE propellants[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials Technology Symposium,2000.

      [9] Doriath G.Energetic insensitive propellants for solid and ducted rockets[J].AIAA Journal of Propulsion and Power,1995,11(4).

      [10] Tzeng D,Jones M.Low cost binder for IM applications[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials Technology Symposium,1998.

      [11] Sechmits G T.ODTX test program[R].MHSMP-80-40,1980.

      [12] Kent R,Rat M.Explosion thermique(cook-off) des propergols solids[J].Propellant,Explosive & Pyrotechnical,1982,7:129-135.

      [13] Scholtes J H G.Strain rate results of the TNO-PML cook-off test with HTPB/AP and PPG/AP/AN propellants[R].TNO Report,PML 1997-A87.

      [14] Scholtes J H G,Ven der Meer B J.Temperature and strain gauge measurement in the TNO-PLM cook-off test[R].TNO Report,PML 1996-A62.

      [15] Scholtes J H G,Makkus J C.A description of preliminary cook-off experiment of type Ⅳ pipes filled with TNT[R].TNO Report,ADA266751,1993.

      [16] Cheng L K,Smorenburg C,et al.Application of fiber optic interferometers for cook-off measurements[C]//24th International Congress on High-speed Photography and Photonics,2001.

      [17] Sandusky H W,Chambers G P.Instrumentation of slow cook-off events[C]//Shock Compression of Condensed Matter-2001.

      [18] Parker R P.USA small-scale cook-off bomb(SCB) test[C]//Minutes of 21st Department of Defense Explosives Safety Board Explosives Safety Seminar,Houston,1984.

      [19] Scholtes J H G,Makkus J C.The construction of the small scale cook-off bomb(SCB)[R].TNO Report,PML 1994-A44.

      [20] Scholtes J H G,Ven der Meer B J.Investigation into the small scale cook-off bomb(SCB) at the PML-TNO[R].TNO Report,PML 1992-104.

      [21] Steven K Chidester,Craig M Traver,Leroy G Green,et al.On the violence of thermal explosion in solid explosives[R].Lawrence Livermore National Laboratory,1997.

      [22] David Cordier,Hervé Bénard.Presentation of CAEPE test facilities and validation by testing of a MURAT approach[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials,2006.

      [23] Jameson A.Insensitive munitions testing of a rocket motor suitable for future air-to-air missiles[R].AIAA 97-3129.

      [24] WR-50.海軍武器要求-空中、水面和水下發(fā)射武器彈頭最低安全性測(cè)試[S].1967.

      [25] DOD-STD-2105.Hazard assessment tests for non-nuclear munitions[S].1982.

      [26] MIL-STD-2105.Hazard assessment tests for non-nuclear munitions[S].1989.

      [27] STANAG 4382.Slow heating,munition test procedures[S].2003.

      [28] AOP-39.Guidance on the development,assessment and testing of insensitive munitions(MURAT)[S].2010.

      [29] MIL-STD-2105D.Hazard assessment tests for non-nuclear munitions[S].2011.

      [30] Gabriel R J,Peters E L.CV/CVA(aircraft carrier/attack aircraft carrier) inventory management simulation[R].AD755185.

      [31] Andrew Block-bolten,Douglas Olson.Evaluation of explosion and fire hazards[R].DE93008470,1993.

      [32] Desailly D,Guengant Y.Numerical simulation of reaction violence to cook-off experiments[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials Meeting,2003.

      [33] Guengant Y,Isler J,Houdusse D.Influence of energetic material formulation on the reaction to slow cook-off[C]//International Symposium on Energetic Materials Technology,ADPA,1994.

      [34] Guengant Y,Houdusse D,Briquet B.Knowledge and prediction of munitions behaviour to slow cook-off[C]//International Workshop on Measurement of Thermophysical and Ballistic Properties of Energetic Materials,Italy,1998.

      [35] Guengant Y,Houdusse D,Briquet B.Pyrolysis and self-heating characterizations to predict the munitions responses to slow cook-off test[C]//Combustion and Detonation 30th International Annual Conference of ICT,1999.

      [36] Brunet J,Salvetat B.Thermal threat behaviour of solid propellant grains[C]//IM Tech.Symp.,1992.

      [37] Graham Viner,Craig Wittman.Precision guided bomb IM development[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials Technology Symposium,2003.

      [38] Konrad Nofer,Raymond Coléno.The evolution of IM rocket motors for anti-armour application[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials,2004.

      [39] Nugeyre Jean-claude,Raymond Coléno.Tactical rocket motors IM demonstrators[C]//Insensitive Munitions & Energetic Materials,2006.

      [40] Jack J Yoh,Matthew A Mcclelland.Simulating the thermal response of high explosive on time scale of days to microseconds[C]//Shock Compression of Condensed Matter,2004.

      [41] Jack J Yoh,Matthew A Mcclelland,Jon L Maienschein,et al.Towards a predictive thermal explosion model for energetic materials[J].Journal Computer-Aided Materials Design,2003,10:175-189.

      (編輯:劉紅利)

      Solid rocket motor slow-cookoff safety evaluation technology in foreign countries

      LI Yi1,ZHAO Ji-wei2,HUO fei2

      (1.Military Representative Bureau of NED in Xi'an,Xi'an 710054,China;2.401 Institute of the 4th academy of CASC,Xi'an 710025,China)

      The present situation of solid rocket motor slow-cookoff test technology abroad was reviewed based on test method and apparatus research.Slow-cookoff test and evaluation standard were discussed systematically,and the setting basis of main parameters in test was analyzed.Taking typical model weapon as an example,the application of slow-cookoff safety evaluation was explored.Through collecting typical slow-cookoff cases in U.S.Aerojet,influence of propellant formulation,case restrain and modification on motor safety was summarized,and suggestions on solid rocket motor slow-cookoff safety evaluation technology were proposed as follows:learnings from foreign achievements,deepening research on mechanism,exploring the influence of motor design parameters and environmental condition on slow-cookoff safety,establishing test facilities and accelerating the development of suitable evaluation standard for our weapon system.

      solid rocket motor;slow-cookoff safety;test technique;evaluation standard;application status

      2015-03-21;

      :2015-10-30。

      李翊(1977—),男,碩士,研究方向?yàn)楣腆w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)控制技術(shù)。E-mail:5256607@qq.com

      V438

      A

      1006-2793(2015)06-0897-06

      10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.028

      猜你喜歡
      推進(jìn)劑殼體試管
      減速頂殼體潤(rùn)滑裝置的研制與構(gòu)想
      無(wú)土栽培在試管苗移栽中的應(yīng)用探討
      汽車變速箱殼體零件自動(dòng)化生產(chǎn)線
      試管難題
      油泵殼體的沖壓工藝及模具設(shè)計(jì)
      TH型干燥筒殼體的焊接
      焊接(2016年2期)2016-02-27 13:01:22
      KNSB推進(jìn)劑最佳配比研究
      異型試管在微型化學(xué)實(shí)驗(yàn)中的應(yīng)用
      含LLM-105無(wú)煙CMDB推進(jìn)劑的燃燒性能
      無(wú)鋁低燃速NEPE推進(jìn)劑的燃燒性能
      江西省| 崇礼县| 闽清县| 禄丰县| 如皋市| 垦利县| 监利县| 巫溪县| 霸州市| 出国| 凯里市| 邹平县| 宝山区| 扬中市| 神池县| 墨江| 于都县| 永寿县| 施甸县| 巴彦县| 永平县| 嵊泗县| 阿图什市| 桑植县| 永吉县| 高邑县| 漠河县| 贡觉县| 鹤岗市| 商河县| 新晃| 五常市| 长垣县| 呈贡县| 林芝县| 沙坪坝区| 高雄县| 鲜城| 浦县| 巴林左旗| 彭阳县|