固体发动机的低易损性是涉及战术导弹生存力的重要特性,是近年来战术固体发动机设计的主要指标之一。本文评述了1985年以来国外低易损性和钝感技术的研究进展;分析对比了低易损性实验技术和小规模实验室试验方法;讨论了最近使用危险性评估协议的活动;以碎片撞击为例给出了危险性评估/响应图。此外,还介绍了低易损性固体发动机和推进剂的设计技术,并对我国发展战术导弹固体发动机低易损性研究和设计问题提出了建议。

一、前言

低易损性是近年来战术导弹固体发动机设计的主要指标之一。它是指导弹受到意外刺激 时,固体发动机的危险性响应和接着发生的二次损害小。因而低易损性是发动机遇到各种威胁(热、机械、静电等)时的安全特性的表征。 最初低易损性要求针对弹药提出来的,称之为钝感弹药(IM)。第三次中东战争中以色列坦克群遭攻击时,弹药引起爆炸,加重了坦克的破坏和人员的伤亡,从而强烈提出降低弹药易损性、研究钝感弹药的要求。后来,对火箭发动机也提出了低易损性要求…。

过去25年中,美国航空母舰数次着火,造成严重损失,其中1967年7月,海军战斗 在福莱斯特号航空母舰上降落失败,机载导弹的火箭发动机受损爆炸,引起其他机载导弹连 续爆炸,摧毁战机21架,损坏43架,死134人,伤161人1969年1月恩特普里斯号着火,摧毁和损坏战机42架,死伤471。1981年5月,尼米兹号着火,摧毁和损坏战机12架,死伤56人。 另外, 1982年5月,马岛战争中英国海军的谢菲尔德号驱逐舰受飞鱼导弹攻击后,引起 装载的导弹火箭发动机着火、连续爆炸造成沉没的惨局。1985年1月在德国的海尔布隆,一杖凯芙拉壳体的火箭发动机(含Al的HTPB推进剂固体含量90%).因静电放电使潘兴二级固体导弹着火死亡3人。1989年巴基斯坦军火库大爆炸的原因虽然不详,但肯定是由小规模火灾或某种事故造成军火库内火箭弹连续爆炸的结果。近年来随着高能固体发展带来的高敏感度和易着火、易爆炸特性,更增加了危险性,必须进一步考虑国体火箭发动机的低易损性要求。因而80年代中期以来,美、英、法等国都对发动机的低易损性问题进行了大量、系统的研究试验.以尽快实现导弹武器向低易损性过渡的目标。本文将介绍和评述这一阶段的研究结果,包括战术导弹固体火箭发动机低易损性研究活动、理论研究和模拟实验、评估与设计,并提出关于我国研制低易损性固体发动机方针、办法的建议。

二、国外低易损固体火箭发动机研制概况

虽然固体发动机和推进剂的安全性能在其发展初期就列为使用性能之一予以研究,弹药的敏感性也一直是人们所关注的重要问题,但对低易损性作为固体发动机的特性要求进行研究乃是80年代的事。 1984年,美国海军为了改善平时弹药贮存和处理的安全性能,也为了改善战时装载武器的飞机、战舰等的战斗生命力,提出了包括低易损性发动机的钝感弹药方针。要求武器弹药在遇到意外的热、撞击、电荷、冲击波等刺激时,不造成比燃烧更剧烈的反应。海军认为,在1986-1987年内研制的具有减小危险性敏感度武器系统的技术是有价值的,可以使武器的使用寿命增长,维护和操作程序简化.从而使成本得到显著的补偿。为此.美国海军开始实施先进的钝感弹药发展计划(IMAD),一方面安排海军武器中心和海军面战中心等单位积极进行研制!一方面下命令所有海军舰载导弹都要降低敏感性,逐步满足低易损性要求.至1995年生产的武器都要符合低易损性的军用标准。起初.海军的命令引起了武装部队不同部门之间的争论,焦点是各部门对危险性有不同的要求。海军对舰艇避免着火危险最为关切,空军则最关心降低弹头和发动机的撞击敏感性,因而资助大四洋研究公司致力钝感高爆炸药的研究团。但是陆军、空军很快接受了,关于顿感弹药与武器低易损性要求的方针.对共同承担研究试验程序的问题取得了一致意见即,并于1988年4月12日达成三军联合协议(JSRIM/MOI),要求1993年10月以后全部武器系统的首件装备和1995年10月以后生产的武器都要符合低易损性军用标准。1989年1月,国防部修订发布了″非核武器危险性评估的标准(DOD-STD-2105A)″革案,确定了钝感武器的要求,明确规定了试验条件和准则,以评定武器对主要危害的反应。至此,美国统一了固体火箭发动机及战术武器的低易损性研制试验要求和规范。与此同时,英国也很快接受了钝感弹药方针,为加速弹药与发动机的低易损性研究, 1987年开始了国际性合作。同年英国、加拿大、澳大利亚和美国的许多科学家进行了技术交流,研讨了弹药和固体发动机对枪弹/碎片撞击、静电荷放电、成形装药喷气冲击、慢速自燃、快速自燃和感应爆轰的响应;建议在获得初步共识的基础上,制订一个计划以进一步研究反应机理及探索预测响应结果的可能性;并确定了一些研究专题。1988年7月,在英国皇家武器装备研究与开发院(RARDE,霍尔斯特德) ,举行了一次综合性会议。各国负责人介绍了他们的专题研究概况,建立了国家之间的共同研究项目。同时在沃而瑟姆教堂举行了静电放电专题会议,表明该领域已取得了较显著的进展。在以后几年的努力中,技术合作计计划的WAG11小组对高能材料危险性及其与弹药生存力的关系得出了结果,确定了危险性评价准则和协议。

北大西洋公约组织还建立了钝感弹药信息中心(NIMIC)的多国机构,为各国提供数据和分析服务。参加国有加拿大、丹麦、法国、荷兰、英国和美国,常设委员会于1991年5月1日设立在布鲁塞尔。备国技术人员集中研究进一步降低外来刺激的危险性,减小武器对此的响应。去年完成了用于NIMIC相关数据采集和分析的试验台的建设,其设备、硬件、软件、标准操作程序、规则和细则都在马里兰试验基地进行了试验和评估。北大西洋公约组织对耗资巨大的固体火箭发动机低易损性和钝感弹药研制,取得了很大的进展,逐渐形成了通用的评估方法。在这一阶段,为解释与低易损性有关的危险性评估程序,对低易损性有影响的物理化学参数进行了广泛的研究和模拟实验。这些实验研究包括撞击试验分析和点燃起爆机理,热碎片传导和对流点燃特性,临界起爆功率密度概念,小规模枪击、碎片撞击模拟试验,爆轰感应试验,电火花及静电荷放电模拟试验……等等。从而能比较高能材料对不同引爆刺激的相对敏感性,也能为危险性响应的评定和预测提供重耍的理论依据

三、固体发动机低易损性试验与评估

1.低易损性试验

为验证战术导弹固体发动机的低易损性,正在实施的美国国防都标准DOD-STD-2105A (海军)规定,对每一武器系统都要进行5项全尺寸发动机对刺激响应的试验。

(1 )快速自燃试验 这是一种对发动机和推进剂进行的耐高温试验,模拟飞机燃料着火或相类似的快速燃烧对导弹发动机损害的影响。试验时将发动机(或导弹)悬挂在JP-5燃烧池的燃烧火焰上方,火焰平均温度在900℃左右,热量经辆射传递给发动机壳体,要求15min不发生破坏和燃烧响应.

(2)慢速自燃试验 这也是一种耐热性试验,发动机或弹头置于空气介质的加热环境中,承受平稳升温(3.3。/h)的考验,直至发生反应。测量加热到着火或爆炸的时间,以所测时间的长短和武器及含能部件的反应状态确定其易损性,一般认为,应该以造成不比燃烧更剧烈的反应为好。

(3)枪击(弹丸撞击)试验 这是评价枪弹射入发动机壳体造成危险性响应的试验。 用0.50口径的枪以0.85km/s的速度向发动机射击三发穿甲子弹,考察所造成的危险性,以不比燃烧更剧烈的反应为通过。

(4)碎片撞击试验 这是评价外来高速碎片撞击发动机壳体或弹头造成危险性响应的试验。试验部件要经受一定致量12.7mm低碳钢立方体(250g)以2.53km/s速度的撞击。通常需要进行三次这种碎片撞击试验,以确定其危险性响应,以不比燃烧更剧烈的反应为通过。

(5)感应爆轰试验 这是模拟贮存/运输过程或在发射装置中,因一弹药爆轰引起相邻弹药爆轰的危险性试验,也是评价冲击波刺激响应的试验。试验时用一个给予体,至少二个接受体,以接受体不发生感应爆轰为通过准则。除此以外,还要求固体发动机暴露在电磁辐射中或经静电放电不发生爆炸,因而需进行静电或电磁影响试验。

2.小规模试验室试验

在研制设计中用全尺寸固体火箭发动机试验其低易损性,将耗费大量财力和时间;而小规模实验室的危险性试验,不仅可用于固体推进剂研究的配方筛选,以确保满足低易损住的要求,而且可确定与全尺寸发动机试验的关系,节省全尺寸发动机研制的时间和经费。虽然,模拟试验与全尺寸发动机试验的条件不同,结果也不完全相同,如发动机绝热层、衬层和壳体材料可能影响推进剂感应的能量水平。但适当的模拟筛选试验数据加上工程判据,则可提供所需的信息。因而在固体发动机的低易损性研究过程中,发展了一系列的小规模实验室模拟试验。

(1 )弹道撞击室(BIC)实验 火箭发动机服役中经受的机械刺激主要是弹丸和碎片撞击。落锤撞击感度试验是研究固体推进剂机械引燃的小规模试验方法。过去虽然知道这种试验受设备和操作者的影响很大,但仍曾广泛用于评估高能材料的低速撞击敏感性。多年来,落锤试验仅以50%着火次数的高度为敏感性表征,不能显示落锤动能损失与设备弹性贮能及样品塑性功之间的分配关系。海军武器中心的Coffey及其同事用加速度表、应变仪和压力传感器测量了淀积在样品中的能量,以发出可见光确定首先反应的时间,深入研究了撞击引燃机理,So和Francis用动态有限元代码DYNA2D、 DYNA3D验证了Cofey发现的机理。落锤撞击仪经多次改进后,仍然是推进剂撞击感度测试的常用仪器。但鉴于测得的引燃能量或50%着火次数的落锤高度,尚不能表征涉及二次反应、蔓延速度 的综合响应,美国海军武器中心研制了BIC试验装置,解决了上述问题。该试验是借测量推进剂试样在撞击中释放的能量和产生的压力上升速率,来度量推进剂的危险性响应,装置如图1所示。

图1 BIC试验撞击室

密闭容积撞击室由一个类似杯子的砧座、一个导向管衬套和一个撞锤组成。杯壁与撞锤之间的间隙用“O”型圈密封。杯的侧壁开有两个孔,分别安装一个30cm长0.177口径的枪管和一个快速响应压力传感器(500000Hz)。封闲摊击室的作用类似枪闩。试样反应产生的热气体加速0.177口径小弹丸进入枪管。推进剂受推击所释放的能量,可用反应产生的热气体对弹丸所做的功来度量。压力传感器可测出反应气体的压力-时间曲线和弹丸的能量。

为了进行比较,常采用标准的撞击方法。对推进剂的撞击试验,一般采用2.5kg落锤从1.5m处下落的标准,试样为圆饼状,直径5mm,厚1.25mm,质量大约为45mg。为增加砧座表面的摩擦力,用一个180-A的石英砂纸或金刚砂纸垫在砧座表面。

BIC试验结果使得对推进剂在撞击引发点燃和接着反应的特性有了新的意想不到的认识。大多数推进剂在撞击下最容易出现的引发点燃过程是不连续的,最初的反应压力~时间曲线表明,有一个快的、几乎不连续的压力上升,见图2。

对钝感推进剂只观察到较慢的燃烧型反应,对炸药则观察到显示爆轰趋势的初始快速压力上升。

用BIC试验的初始快速压力上升表征危险性响应时,对爆轰推进剂有较好的相关性。压力~时间曲线下的总面积是推进剂反应传递给弹丸能量的度量。用BIC试验表示的释放能量与落锤质量及落高无关,同一材料的样品与样品之间能量测定的偏差小于10%。所以测得的能量值应该代表样品释放的真正能量。用弹丸能量度量法已给出一些推进剂枪击危险性的有效等级,为此可得到全尺寸撞击试验数据。若动能传递给弹丸能精确反应同样快的爆炸燃烧过程,则在枪击试验爆炸过程中动能传递给火箭发动机碎片也应该反映这一爆炸过程。至于这种情况真实到什么程度尚需迸一步研究。

此外,推进剂危险性也可以用BIC试验中的平均压力升高速率来度量。初始燃烧阶段压力上升速率,反映最初100-200μs内推进剂由于撞击引起燃烧的能量释放速率特性。初始压力上升速率随材料而不同,其值可以从小于0.69kPa/μs到大于6.9kPa/μs 。若它能表示推进剂的真正特性又不依赖于撞击速度,则这速率不仅可评定推进剂的撞击敏感性,而且可作为能预测任意撞击响应的基淮。

(2)霍普金森棒和猎枪试验 近年来,澳大利亚武器系统研究所发展了两个小规模实 验室试验方法, 霍普金森棒和猎枪试验。两者都是用来测定推进剂高速撞击敏感性高应变 速率面(103-104)撞击试验方法,并可用来研究点燃和引燃事件。 Ho等用这些试验测量了推进剂的敏感性和爆炸性,得到了对撞击点燃机理的深入了解。

改进的霍普金森棒试验用一个移动输入棒(抛射体、弹丸)射向固定输出棒上粘结的样品(用油脂粘结) ,使两个棒之间造成压缩。测量施加载荷的应变表与输出棒相连接,冲压装置枪推动输入棒;高灵敏度的光电检测器(5μs响应时间)和笔型爆炸冲击波压力表测定推进剂的点燃与爆炸性质。装置简图如图3所示。样品点燃产生的光和压力以及应力一应变数据用NICOLET409四通路数字式示波器和一个HP9826计算机采集处理。在室温下,每一给定的撞击速度进行8-10个样品的实验,从撞击速度6-30m/s的范围内的结果,得出撞击速度与点燃概率的关系和临界撞击速度。

猪枪试验的主要装置有:猪枪、靶标装置、速度测量系统、光检测器和一个压力传感器,见图4。用猎枪对准测试管中的靶板发射推进剂小药柱,在室温下以120-600m/s的速要打出大约50个试样,用两个光检测器和一个压力传感器测试,一个NICOLET409四通路数字式示波器采集因点燃引起的光强度和爆炸冲击波过压。

这两种试验的结果,除非常软的推进剂外,都是可比较的。用小规模实验室试验过的相同推进剂,进行了端面燃烧火箭发动机的弹丸撞击野外试验,以决定这些试验对火箭发动机受弹丸/碎片攻击响应的相关关系。实验中非推进剂因素(如发动机壳体、几何形状制都保持相同。野外试验的结果表明,大规模和小规模试验之间的相关性是好的,例如HTPB/AP推进剂的发动机在室温下比用CDB推进剂的发动机容易点燃,这是因为在室温条件下CDB比HTPB/AP有较高的抗破碎性,因而有较低的敏感性关系。然而在一40℃时, HTPB/AP和CDB推进剂装药都点燃,但CDB装药的反应更剧烈,因为CDB推进剂在一40℃时更脆,故有比HTPB/AP推进剂更高的爆炸性。尽管弹丸撞击试验中其他因素(如流体动力学冲击和热材料的高速穿透)都对响应起着作用,但总的影响和相对顺序与小规模试验是相关的。

(3)小规模模拟间隙试验 高能材料冲击波感应危险性的间隙试验,以不同厚度的阻化介质传递爆轰来测定高速冲击波的起爆感度。间隙试验与诸多因素有关,包括加载到高能材料上的压力一时间、高能材料的尺寸和约束、临界直径和冲击反应性。间隙试验的结果通常以爆轰概率50%的间隙距离来表示,卡片间隙试验则以卡片数表示。若以间隙末端的压力表示材料的固有冲击反应性,就需要测定冲击波在间隙材料中的衰减,即间隙压力随间隙距离的变化。

选择有最长冲击时间的间隙试验,即能得到含能材料冲击反应性的全面度量。鉴于对钝感推进剂的不同感度,应该有与之“相适应”的间隙试验。海军钝感弹药发展计划研究了这些试验方案。海军面战中心的扩大型间隙试验的改进型适用于钝感推进剂的“小尺寸”间隙试验,空军装各实验所的间隙试验将适用于非常钝感推进剂的“大规模”间隙试验。对这些试验的分析发现,产生的压力一时间加载近似于洛杉矾科学实验所楔型试验的加载压力一时间。因此,它们都将呈现适合推进剂冲击反应性的全面度量。但这些试验不提供2D领域有关的短的压力~时间加载。

图5 IMAD间隙试验装置

扩大型间隙试验的间隙直径定为9mm,即聚甲基丙烯酸甲酯间隙材料的直径和钢管外径都是95mm从现在和过去的数据基础看,给予体的尺寸为两种类型,一类是用在扩大型间隙试验的95mmx95mm圆柱形装药,另一类是用于海军军械实验所大型间隙试验的51mmX51mm圆柱形装药。此外,还要选择确定爆轰所用装置和接受器封闭管的总尺寸。图5表示一个通用的基本IMAD(先进钝感弹药发展计划)间隙试验装置,接受器的管长为102mm,但对已完成试验的3种大临界直径材料,102mm和51mm长接受器的结果都非常好。选择短至102mm甚至51mm的接受器,是以各种推进剂的楔形试验数据和在2D体系中进行距离~爆轰实验测量结果为基础的。一个短至102mm的接受器预期产生的50%爆轰点压力,仅仅稍高于扩大型间隙试验280mm长接受器得到的压力。102mm接受器的偏差大2%,51mm接受器的偏差小于4%。可见推进剂配方研制时,51mm长接受器的试验即能得到配方参数对冲击敏感性的影响,扩大装药中,102mm接受器试验则认为是合适的,其结果可用于280mm接受器的试验。这样,以少量的试样进行冲击敏感性试验,即可得到有用的数据,并可辅助确定高能材料的临界直径。

(4)自燃试验影响快速和慢速自燃的因素很多,小型模拟试验仍处于早期阶段。航空喷气推进公司拟在1991年美国AIAA第27届联合推送会议上发表缩尺寸设计与试验技术,但后来未见公开。赫克里斯公司在研制满足新的低易损性要求的推进剂中,用有限考察法和小型烘箱法进行了自燃响应的试验。有限考察试验

图6有限考察法试验示图

装置如图6所示,直径2.8cm,长约7.5cm的圆柱形推进剂试样放在一个酚醛树脂的管中,用玻璃纤维绝热保温。测温热电偶通过管壁的孔插入试样中,固定在管子一端的平板加热器与推进剂接触加热试样,测出推进剂的热导率特性,用瞬时X-射线测定加热过程中的物理状态变化。小型烘箱法模仿了海军武器中心的试验。用两种大小的烘箱对三种推进剂三个规格的试样(20、450、2000g)进行了试验。烘箱结构如图7所示。试验温度用浇注时插入并固化在推进剂中的三个热电偶测量,位置分别在中心、距中心径向1/3、2/3处,多路条幅式温度记录仪监测温度。试验开始用55℃/h稳态快速升温,达55℃后改为5.5℃/h慢速升温,用具有内聚光灯照明的电视摄象机监测加热过程中试样物理状态的变化。

图7小型典型自燃试验示图

Butcher的实验得到了三种推进剂对自燃的不同响应,并研究了自燃机理和粘合剂的影响。但这些结果与Diedo等在海军武器研究中心的试验都认为,慢速自燃领域的问题尚需继续研究,困为固体推进剂的自燃响应非常复杂,并对组分变化很敏感。

此外,对推进剂的热传导点燃,海军军械站、弹道研究实验所、美国陆军研究发展和技术装备司令部、宾夕法尼亚州大学都进行过实验室试验,装置如图8所示。管式炉加热一个钢球到1200℃的最高温度,落入推进剂样品杯中,以功能试验来决定各种推进剂与热碎片接触点燃的最低温度。试验进行到是一否的温度在10℃以内,判断准则为热碎片周围维持表面点燃。点燃过程用电视摄象和条纹照相观察。至于对流传热点燃,Ritchie用冲击管试验设备进行了1100-1500K、1.38-2.77MPa、60-70m/s空气中的横向对流试验,成功地观察到了对流点燃和火焰扩散现象。由于推进剂的热刺激引燃是极其复杂的物理化学过程,而快速、慢速自燃的热冲击又主要来自热辐射,所以这二类试验尚不能作为表征推进剂耐热性的小规模试验。

图8热碎片传导点燃装置图

(5)电火花与静电放电试验固体推进剂的电火花敏感试验,一般以美国矿务局对炸药的试验方法为基础,用电容放电法测定。试样以粉末形式放入杯内进入电路,探针移向样品直至放电,调节电容和电阻到发生反应,以计算的贮能作为敏感性指示。但美国防部高能材料危险性评估组认为,该方法对推进剂的试验一般不呈现反应,即对这类电火花都是钝感的。Kent和Rat认为,只有在用较大的样品、较长的火花时词和较高的火花能量时,对典型的推进剂试验才能有可靠的结果。DeButtS等认为赫克里斯公司研制的潘兴II推进剂是最为安全的,然而造成了1985年1月静电放电引发的严重不幸事件。

出于对美国矿务局区别不同高能材料能力的担心,法国SNPE采用了大推进剂样品(9cm直径、10或20cm高)测定静电放电敏感性。装置与电路如图9所示,采用9cm直径的平板阴极和点阳极。确定推进剂不敏感的标准为,在连接的电容器贮能15.6J的情况下,三个相同试样中的每一个都进行30次连续放电试验,没有可见的损坏或引燃。但是,该试验不是推进剂配方筛选的方法。

Bellerby等在Kent和Ra基础上研究影响静电放电引燃复合推进剂的因素时,采用图10的电路,推进剂试样和电极结构如图11、图12所示。小圆饼推进剂试样(φ21mm,h5mm)放在电路中的黄铜电极之间。为确保与黄铜阴极的良好电接触在推进剂试样下部涂以银涂层,并将其放在一张方的铝箔上。调整电容器的贮能和电路电阻至确定推进剂样品的反应是点燃或破坏,对每个试样进行不超过5次的“是-否”功能试验,以此作为敏感性的指示来的进一步实验,

求得一定电容贮能下的引起点燃的电路时间常数,以此作为推进剂静电放电电敏感性的比较。

图9静电放电实验装置简图

图10电容放电电路图

图11推进剂试样结构

3.评估方法

测定推进剂小规模试验的各种参数和发动机受各种刺激的危险性响应,可以得到给定发动机的危险性评估/响应图。它以逻辑为评估基础,并与武器在真空环境中承受真实戚胁直接关连,比功能试验更有价值,已作为初步设计中预先考虑潜在危险性的协议。

危险性评估协议是一个指令性程序,以产生的一个流程图指导用户对一个危险性领域作通盘考虑,帮助设计人员考虑依据输入的刺激和目标评估输出所必须得到的信息。危险性评估协议应用于各种危险性领域的输出,即危险性评估图。在各个危险性领域里都已有了协议,如北大西洋公约组织航天研究与发展咨询组的几个协议,由技术合作计划WAG-11小组研究发展的自燃协议。对成形装药喷气协议也取得了好的进展,正讨论能否与弹丸/碎片协议合并。

图12 电极装配图

(1)碎片撞击危险性评估碎片撞击在由壳体壁-推进剂装药-壳体壁的理想化的发动机上,图13示出丁几种可能的反应。首先考虑的是碎片撞击在发动机上发射一冲击波进入壳体内的推进剂中,冲击波瞬间跃迁为爆轰。第二种情况是碎片穿透壳体,点燃推进剂迅速燃烧产生的气体不能迅速排除,则可能爆炸并产生中等和高速度的大的碎片,此时如碎片穿通发动机壳体,形成大的通气孔或壳体破裂开口,则接着发生燃烧。第三种情况是弹片打击壳体反弹/跳弹而没有引起反应。对引起爆轰和壳体穿透的简化危险性评估协议,如图14和图15所示。若碎片直径比推进剂的临界直径dcr小很多,则似乎不发生瞬间冲击爆轰(虽然其他机理如快速燃烧引起爆轰是可能的),而应考虑穿透。若碎片直径近似等于或大于临界直径,有可能产生冲击爆轰,此时孺比较冲击压力与爆轰所需的起爆压力。若撞击给予的压力在临界值以上,非常可能引起瞬间爆轰,这时必须比较肉厚和运行距离,即是否有足够量的推进剂允许冲击波形成爆轰。如果椎进剂有足够小的临界直径、足够低的起爆临界压力,冲击波又有足够小的运行距离,则产生爆轰是极可能的。若运行距离大于肉厚而未发生爆轰,则仍需考虑碎片击中推进剂是否有损伤。受损推进剂的敏感性高得多,1%的孔穴能使起爆压力从4GPa降到2GPa。瞬间冲击爆轰评估所需的数据有:受损和未受损推进剂的临界直径、起爆压力临界值(时间的函数)、运行距离(压力的函数),还有碎片的描述参数。

若没有发生由瞬时冲击引起的爆轰,则必须考虑穿透效应。首先考虑碎片能否穿透壳体,即碎片是否具有足够的质量和速度(超过壳体的冲击强度极限)。若不是,则出现跳弹;若质量和速度大大超过冲击强度极限,碎片可能穿过发动机而没有点燃推进剂,在壳体上打通一个洞。若碎片射入药柱内,有可能不发生反应,但也有可能发生反应,此时就需要知道燃速、燃烧面积、压力和排气大小。若能排出燃气,仍要对付着火危险性,若燃气不能足够快地排出,则将发生爆炸,且能引起邻近弹药的感应爆轰。为进行穿透发动机评估,必须知道壳体的冲击强度极限、推进剂的力学性能、点火性能、燃烧性能、碎片的畸变以及壳体的密封和通气。

图13碎片撞击发动机可能产生的反应

图14碎片扭击发动机引起瞬时爆轰的简化危险性评估协议

图15碎片撞击穿透发动机壳体的简化危险性评估协议

有了协议的数据,即可制成如图16的危险性评估图。图右边是碎片的质量一速度引起的瞬间爆轰区,壳体的冲击强度极限与两倍极限线之间为爆炸或剧烈反应区;壳体冲击强度线左边为跳弹/反蹦区,爆炸区与爆轰区之间是完全排气反应区。图中的线和区域面积变化与发动机壳体、推进剂及其受损情况、温度有关。根据实验室和小规模现场试验,在初步设计中就能预测危险性响应。若设计者发现将出现不希望的响应,就应考虑设计对响应的影响。鉴于实际上难以预测完全排气区的精确范围,所以常用半对数坐标图,见图17,代替图16的危险性评估图。图17中三个区域都表示出来了,从而可以看出给定发动机的一般易损性。

图18推进剂静电荷放电敏感性逻辑/协议

(2)静电放电危险性评估美国海军武器中心为评估推进剂与弹药的静电荷放电敏感性,在SNPE初步工作的基础上,改进和研制了一个5步逻辑/协议。评估任何推进剂的静电荷放电敏感性必须完成以下程序:渗流系数计算和电阻率、介电常数、介电击穿和阻一容放电测量,见图18。

基于渗流的准则,Kent和Rat采用丁一个更有识别力的改进″P击穿渗流法″系数方程进行计算。实验研究发现,如果改进渗流系数Pimp大于1010Ω.m的击穿系数临界限值,则推进剂考虑有潜在的静电荷放电敏感的危险。推进剂体积电阻率的温度特性、推进剂及其组分的介电常数、介电击穿和阻一容放电在静电荷放电敏感性中都是重要的,而且推进剂组分对这些电性质非常敏感。在逻辑/协议中的电现象寻址都是相互有关的,这一技术可以确定静电荷放电敏感性的大小顺序,并能得出改进的办法。

四、低易损性固体发动机设计

为降低固体火箭发动机的易损性,一般的设计思想为:从整体上考虑减轻敏感响应的设计,选用敏感性较低的推进剂以及防护刺激环境的外部机械装置。


1.发动机壳体设计的低易损性考虑

发动机壳体材料与结构是影响低易损性的重要因素之一。战术导弹固体火箭发动机壳体一般采用高强度钢或者铝合金。英国首先在壳体设计时考虑了满足低易损性要求的结构材料选择,对钢、铝合金、条带层压板和碳纤维缠绕增强塑料进行了一系列的试验。现役导弹碎片撞击和105mm榴弹炮壳电爆炸攻击的试验结果表明,铝合金和钢壳体发动机受到碎片撞击时,有爆炸和压力上升引起壳体爆破的倾向,虽然在碎片速度较低时,铝合金壳体有可能仅仅减弱到燃烧,条带层压板壳体在大多数情况下为燃烧,只是在低温时有中等程度的爆

图19 发动机纵向载荷应力线图

炸,碳纤维缠绕增强塑料壳体的有限结果与条带层压板壳体相类似。发动机在1000℃左右温度火焰燃烧浴上面的标谁燃料着火试验表明,当推进剂点燃时,钢和铝合金壳体爆炼而条带层压板壳体则是推进剂燃烧,或最坏情况下为中等的压力爆破;碳纤维缠绕增强塑料的有限结果是更为明显的中等压力爆破倾向。

复合材料壳体不仅比强度高,而且绝热性能好,对一般火灾加热有很强的绝热性,中弹或受金属碎片撞击时不会产生火花,可以降低壳体内推进剂的着火概率。即使内部的推进剂着火爆炸也不会有硬片飞出,可以减轻事故危害程度。可见,发动机壳体的复合材料化是对低易损性有重大贡献的技术。

在火箭发动机受附近火灾加热或者中弹、被金属碎片撞击时,为了形成大的通气孔或壳体玻裂开口而仅仅发生燃烧以降低危险性,则需选择壳体易自破设计和通气装置设计。英国用条带层压板以合成树脂粘接成圆形壳体,受热或中弹后层压板的粘接面分离,使推进剂露出燃烧,可减小损害。

Vetter面提出了一种新的耐热性方案,对钢质火箭发动机壳体采取隔热涂层加局部易破实现低易损性。涂层是一种隔热涂料或一种膨胀材料,能有效保护火箭发动机,未经涂层覆盖的部分为裸露区。这种耐火的发动机能在易着火的范围内安全便用,即能经受一个小的局部的壳体破裂而防止爆炸的危险。发动机受热膨胀产生纵向载荷引起的应力线,发展成十字形交叉的图形,如图19交叉点就是使发动机破坏的点。对这些“线”的应力和间隔作为图19发动机壳体纵向载荷应力线图动机壳体结构的函数进行数学分析,采取适当的结构设计,即可使预测应力点处产生应力集中。这个应力集中的裸露区为易于自破区。

裸露区1的合适形状,由火箭发动机壳体进行应力分析后确定。在十字形状(图20a)中,十字形两边的斜度选择,以其平行于应力线为宜,交点2即为破坏点。在椭园形裸露区(图20b)中,主轴沿发动机纵轴沿伸,这样的取向有利于增强纵向应力,若希望周向应力有所增强,则主轴应与发动机纵轴垂直取向。在三角形裸露区(图20c)中,三角形的角顶点应该变圆,以防止由于膨胀材料的变形而改变涂层的形状和区域。裸露区的位置最好在药柱径向星槽之间,即在推进剂药柱厚的区域上。这样,壳体在外部受热引起燃烧时,可在燃烧到槽或中心孔以前于槽3之间的应力集中点2处破坏,形成排气孔,迅速释放压力,从而避兔剧烈的破坏和爆炸。

图20壳林涂层裸露示图

2.低易损推进剂

采用低易损推进剂是解决固体发动机低易损性的关键。低易损推进剂应具有低感度、良好的热物理性能与力学性能等特点,在受到强烈的外部刺激吼不应发生燃烧、爆炸和结构破坏。在选挥低易损推进剂设计时,要在可接受的钝感水平上,维持所需的能量和贮存特性。

现在广泛使用的丁轻复合推进剂’耐热性好,着火温度高(约350℃),比双基推进剂有更低的易损性。用目前最高能量的硝胺氧化剂HMX、RDX等代替过氯酸铵,虽有可能成为具有低易损的低烟高能推进剂,但这种推进剂的撞击感度有所上升。已在和平卫士导弹中使用的以硝酸酯增塑的聚醚(NEPE)推进剂,尽管美国正设法将其技术向战术导弹转移,但其危险性等级比丁烃推进剂高。

研制高能低易损推进剂时,首先要寻找、选择高能低感度的推进剂组分材料。近20多年来,美国劳斯.利弗莫尔实验室为此进行了大量探索研究,北约纽织总结了高能材料感度与结构的关系。脂肪族硝胺和硝基化合物的冲击感度与所有N-NO2、C-NO2蚀的强度有关,并可以键长的倒数作为相对键强度和分子量大小的度量,线性相关系数分别为0.94和0.98同。研究工作的进展虽然缓慢,但已有了一些成功的例子。双环奥克托今、三硝基均三嗪、带2个N-NO2基团的双苯环、以及一批环状化合物、笼形化合物等,均有可能成为低感度、高能量组分而得到应用。当然还有合成工艺、推进剂性能、成本等方面的问题需要进一步研究。叠氮聚合物对机械性能的敏感度较低,对热能也比硝酸酯系化合物稳定。美国空军火箭推进剂实验室正在研制GAP空射导弹微烟推进剂,认为GAP粘合剂将会弥补追求无烟化而带来的能量损失。美海军武器中心研制了一系列GAP推进剂配方,表明在燃速比冲指标上较HTPB推进剂有显著提高,但仍属不敏感推进剂。最近报道,用热解气体色谱一傅里叶变换红外光谱研究了HTPB、GAP、聚叠氮基氧杂环丁烷粘合剂,HMX和RDX氧化剂的推进剂性能,与海军武器中心的着火时间数据相结合,得到了有关影响该组推进剂的可燃性和稳定性参数,为高能、低易损推进剂研究奠定了基础。

粘合剂的结构与特性对推进剂的低易损性有较大的影响。对具有优良力学性能的耐损推进剂,通常要求粘合剂预聚体具有吸收能量的骨架,在正常交联点间有长的柔韧性结构。聚醚预聚体是最有希望的粘合剂,因为聚醚预聚体具有上述要求的主链结构,有优异的热稳定性、柔韧性能满是海军IMAD计划的要求,能抗拉长和撞击的损害,能吸收机械能,从而降低起燃或引燃的敏感度。此外’有低熔温度和高吸热分解特性的推进剂,一般更耐传导点燃。美国海军武器中心研制的含大量聚乙二醇(PECE4500)的聚氧化烯烃(PAO)粘合剂,成为现代低烟推进剂的常用粘合剂,与硝酸酯增塑剂和HMX组成的推进剂具有优异的力学性能,经安全性质与热性质评估,对撞击、摩擦、热刺激的敏感度都较低。为满足低易损要求,研制低能、高点燃温度的推进剂未必是仅有的方法。粘合剂性能对推进剂自燃应有一定的影响。惰性粘合剂(HTPB)推进剂在加热过程中有最大的物理变化(能产生多孔推进剂母体),试验中的反应最为剧烈,在点燃前能检测出试样有内加热,而对高能NEPE粘合剂和低能的聚醚基粘合剂推进剂则没有内加热,并在较低的点燃温度,自燃响应仅仅是中等程度的燃烧。这些结果表明.惰性粘合剂高点燃温度允许活性固体组分分解的内加热,从而导致更迅速的燃烧响应。对耐热、抗冲击的低易损推进剂的弹性体粘合剂体系,萨托米公司在分子设计的基础上推论,粘合剂骨架上醚键将提供耐热性,苯乙烯侧链将形成结晶区以提高共聚物的强度,因而提出丙烯酸甲氧基乙醋骨架、含70%聚苯乙烯的共聚体为耐热和坚韧性好的粘合剂。

除粘合剂与固体氧化剂的热化学特性外,固体组分的物理特性与颗粒直径以及粘合剂与填料界面相互作用等等,对推进剂的易损性均有重大的影响。固体组分粒度的级配将直接影响推进剂的韧度,粘合剂/填料结构破坏增加空穴含量,结果导致燃速的重大变化和对机械、热刺激响应的敏感度增大。因而在低易损推进剂的有效设计中,热和机械应力下个别组分的机械特性预测是非常重要的。同时应能预测个别组分在发生脱粘的应变范围内的体积特性和应力~应变,并能以适当的工艺技术设计避免此问题。Chien研究了一种方法,能精确预测球形颗粒充填的系统承受轴向张力和附加压力下的S应变和伸缩应变曲线。

低易损推进剂配方设计应根据具体要求综合考虑,燃速催化剂、键合剂及其他添加剂对推进剂的刺激源响应也有影响,如增加燃速的催化剂能便AP推进剂的摩擦感度和冲击感度均增加,键合剂则直接影响推进剂的力学性能。为满足陆军钝感弹药计划的要求,火箭研究公司研制了1.3级低烟AN推进剂,具有坚硬、钝感的特性,性能与已经使用的1.1级推进剂相匹配,准备在“海尔法”导弹中应用。该推进剂的粘合剂采用奥林化学公司的专利产品ORP-2,即端轻基硝胺聚酯,氧化剂硝酸铵也用奥林公司的氨合硅烷。处理过的氧化剂在基础推进剂配方中具有优良的热循环性能,卡片间隙敏感度小于40张卡。增塑剂为硝酸酯,键合剂为N一β(氨乙基)一γ一氨丙基三甲基硅烷。结果具有优良的力学性能、钝感性和满意的弹道性能。

3.外部防护装置

为增强武器部件的耐热能力.常在发动机壳体或弹头的外部安置热障。由于火箭发动机壳体或炸药经隔热,武器部件能暴露在燃火中而不反应的时间增长了。如前所述,在固体发动机和弹头外部的膨胀(耐火)涂层,也是一种外部防护缓解技术。在快速自燃条件下可使标准燃料反应时间延长1min左右。用各种钢屏障还可减轻碎片撞击的影响,例如,6mm的钢屏障将使74g的碎片的撞击危险移出爆轰区,18mm钢屏障对这些碎片的影响不仅可移出爆轰区,而且还移出燃烧到剧烈反应区团。

五、结论和建议

固体发动机的低易损性是惨痛的教训中提出来的,它直接关系到战术导弹的生存力,是近年来需重点研究解决的问题之一。80年代中期以来,对各种刺激响应的实验方法、理论模型、危险性评价定准则和协议的使用进行了全面的研究,取得了明显的进展,为90年代中期美国战术导弹满足低易损性标准奠定了基础。目前,战术导弹固体发动机要经过一系列低易损性试验考核,已成为公认的方针。由上述综合分析,可提出如下的结论和发展建议:

1.确定低易损性目标和方针

鉴于减小发动机体积、质量和提高推进剂能量的研制导致了高易损性推进剂的开发,直接影响了导弹武器的贮存、实战生存力。因而美国提出了导弹的低易损性方针.并确定1993年10月后的首件装备和1995年10月后生产的武器均要满足易损性军用标准的目标。其他许多国家也随即接受了这一方针。我国的战术导弹固体发动机,虽在研制过程中经历了一系列特性试验和环境试验的考核,但还必须经过严格的低易损性试验的考核,以检验其生存力。为此,也应确定我国的低易损性方针和目标。

低易损性涉及热、机械和电磁等各种刺激的响应,这一问题的研究是一项复杂的技术,需耗费大量资金。尽管从总体上论费/效比是合算的,但投入量较大,周期铰长,国外经多年的研究仍有些工作还没有结果。因而从我国的国情出发,拟以跟踪、借鉴、逐步实现的原则开展工作。在认识实现低易损性方针的重要性和迫切性的基础上,一方面跟踪国外的技术发展,借鉴已取得的理论研究成果和有效的试验方法,另一方面逐步扩展炸药和推进剂安全性的研究领域,一项一项地指导低易损性固体发动机的研制,达到少投入多发展的目的。

2.建立模拟试验方法并逐步标准化

为满足研制过程中筛选试验的要求和减少全尺寸发动机验证的次数,对刺激源响应的危险性建立实验室模拟试验方法是很必要的。在现在的推进剂研制中,虽然有一些标准方法确定其撞击、摩擦感度,但都属于“是/否”的功能性试验,测试次数多,不能显示试验中的能量分配关系和综合响应,远不能满足模拟试验的要求。国外在小规模试验方面已破了大量探索,正向标准化过渡。弹道撞击室试验、模拟间隙试验、霍普金森棒试验等等,都比经典的落锤撞击试验方法进了一大步,能给出危险性综合响应,并已得到一些推进剂枪击和碎片撞击危险性的有效等级和全尺寸撞击数据。与此同时,撞击分析的理论研究结果对揭示危险性响应提供了理论依据,测试技术的提高也为深入研究分析提供了有利条件。因而我们应在不断完善现有推进剂危险性试验标准的基础上,开始研究建立能表征危险性综合响应(以低易损性为目标)的模拟试验方法,然后逐步标准化。在战术导弹固体推进剂配方研究与组分筛选中,尤应尽快向这一目标努力。由于自然响应的模拟试验影响因素更多,仍在探索中,迄今尚没有理想的结果,则应积极跟踪国外的发展。

3.研究建立危险性评估通用方法

根据小规模模拟试验和真实环境试验的结果,按一定工程判据和程序可推断出危险性的实际响应。北大西洋公约组织和美、英、澳、加的技术合作计划WAG-11小组,都建立了各种危险性的评估协议。以帮助设计人员根据输入的刺激和目标评估输出信息。尽管有些评估协议在完善之中,但这种指令性程序已可指导用户进行通盘考虑。可见,这种危险性评估方法对低易损性固体发动机研制十分有用。鉴于综合响应的复杂性,影响因素多,所需试验数据又多,因而评估方法需建立在深入研究试验的基础上。为此,我国固体发动机低易损性研究发展中,应有目的地透行一些探索,寻求不同因素的影响,积累各种研究试验结果。同时利用国外的研究成果,分析和验证各类模型和程序的可用性,为建立适合我国国情的评估方法奠定基础。

4.低易损性设计要求与准则

为满足下一代战术导弹固体发动机的可靠的能量调节、低可探测性和低易损性要求,在新型号发动机设计时我们就应提出低易损性指标,并遵循低易损性准则。

在固体发动机的低易损性设计中,主要应选择对高能刺激源响应小的壳体材料。壳体的复合材料化是降低易损性的重要方向。发动机壳体容易自破又是实现低易损性的一个途径。因而隔热和排气装置是设计时应遵循的重要准则。

选用低易损性推进剂,提高推进剂本身的耐热性,降低推进剂的撞击感度,又是解决固体发动机低易损性的关键。影响推进剂敏感性的因素很多,除粘合剂、氧化剂、燃速催化剂等组分的结构和特性外,还有药柱结构的性能,尤其是结构完整性。力学性能优良的坚韧推进剂具有良好的耐损性。为适应固体发动机的需要,具有各种性能的低易损性推进剂都应进行研制。据报道,对撞击和冲击敏感性小的复合推进剂将在90年代中期完成。因而,我们在推进剂研制中应特别注意降低感度的研究,发展优良力学性能的坚韧推进剂。

总之,战术导弹固体发动机的低易损性研究涉及多种技术,其中低敏感性的推进剂是90年代固体推进剂所面临的一个最难解决的问题。现在备国都加强了低易损性的研究,预计,为满足实战需要的低易损性技术将取得新的进展。

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