兵器装备工程学报

小型固体火箭发动机点火器试验研究

分类:主编推荐 发布时间:2018-09-29 10:54 访问量:577

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引用格式:官鹏,王峰,李天祥,等.小型固体火箭发动机点火器试验研究[J].兵器装备工程学报,2018,39(8):21-25.

Citation format:GUAN Peng, WANG Feng, LI Tianxiang, et al.Experimental Research on Small Solid Rocket Motor Igniter[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2018,39(8):21-25.
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作者简介:官鹏 (1984—),男,硕士,工程师,主要从事固体火箭发动机研究。

doi: 10.11809/bqzbgcxb2018.08.005
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小型固体火箭发动机点火器试验研究

官 鹏,王 峰,李天祥,张 斐,蒙 鹤,郭 峰

(西安航天化学动力有限公司, 西安 710025)

摘要本研究以多款小型固体火箭发动机研制为基础,通过点火药量经验计算公式,点火器单项试验,发动机点火试验等方式设计满足发动机应用要求的点火器,并分析自由容积,推进剂燃速,点火压强,点火药剂选择等主要参数对点火药量的影响;结果表明:发动机初始自由容积越大,推进剂燃速越低,燃面越大需要的点火能量越高;小型固体火箭发动机可根据参数对比,考虑选择成熟点火器,以降低研制成本,缩短研制周期。

 

关键词点火器设计;点火药量;单项试验;发动机试验

 


中图分类号TJ45;TJ53   文献标识码:文章编号2096-2304(2018)08-0021-05

 

Experimental Research on Small Solid Rocket Motor Igniter

GUAN Peng, WANG Feng, LI Tianxiang, ZHANG Fei, MENG He, GUO Feng

(Xi’an Aerospace Chemical Propulsion Co., Ltd., Xi’an 710025, China)

Abstract: The igniter design was made for the development of a variety of small solid rocket motors by empirical formulas for ignition charge mass calculation, single igniter test, motor firing test and successfully applied to active motor. The analysis was made with regard to influence of main design parameters such as free volume, propellant burning rate, ignition pressure, ignition charge selection on ignition charge mass. It is shown that ignition charge mass increases with greater initial free volume of motor, higher propellant burning rate and larger burning surface area; and well-developed igniter can be chosen for small solid rocket motors based on parameter comparison to reduce development cost and shorten development cycle.

 

Key words: igniter design; ignition charge mass; single test; motor test

 

 

固体火箭发动机点火是一个复杂的、瞬态的物理-化学变化过程,研究人员对固体推进剂燃烧机理、发动机点火过程进行了大量的理论研究和试验研究,并建立了各种点火模型[1-6],为固体火箭发动机点火设计提供了理论基础。目前,适用于固体火箭发动机的点火药主要为烟火剂,黑火药仅用于小型发动机和一些双基推进剂发动机中。点火药量是点火器设计的重要参数,传统设计方法是通过经验公式确定点火药量[7],但在点火器实际工作中,影响点火性能的因素及其影响程度各不相同,因而点火器设计参数往往要通过发动机点火试验才能确定,在许多情况下可能要经过若干次试验,最后确定药量[1,7-8]

点火器在固体火箭发动机上的安装位置分别为头部和尾部,点火器安装在发动机头部时,所有点火药燃烧生成的气体均参与燃烧,能量利用率高;点火器安装在发动机尾部时,部分点火药燃烧生成的燃气会从喷管喷出,能量利用率低[9-11], 因此点火器的安装位置是影响点火性能的重要因素。

本文结合工程实际,以小型固体火箭发动机头部点火研制为基础,介绍了如何通过点火药量经验公式、单项点火试验,对点火器初始设计药量,再通过发动机点火试验分析自由容积,初始燃面,点火压强等主要设计参数对点火器性能的影响,设计出满足发动机总体要求的点火器。

1 点火器设计

点火器设计为金属丝网篓式结构,通过螺纹与发动机前封头连接。点火器主要由壳体、点火头、点火药、固定环、冲压网筒、接线座、螺母、护线套、导线等部分组成。点火器采用单路双点火头的冗余结构设计,以保证其作用可靠性。冲压网筒采用冲压和焊接的方式使金属丝网成筒型,网筒表面均匀的涂上一定厚度的高浓度缩醛烘干胶液,保证产品的结构强度及密封性,点火器结构如图1所示。

1.壳体; 2.固定环; 3.冲压网筒; 4.HY-5黑火药; 5.点火头;6.点火药; 7.螺母; 8.接线座; 9.护线套

图1 点火器结构示意图

点火药应具备点燃性能好、燃烧时放出大量热、燃烧产物中有大量的固体颗粒及安全性能好等特点。目前适用于固体火箭发动机的点火药主要为烟火剂,黑火药仅用于小型发动机中。黑火药优点是:热感度高,点燃温度较低;燃烧产物中含有大量固体微粒;机械感度低;缺点是在低温低压下不能或不能正常点燃;能量特性低。镁/聚四氟乙烯为烟火剂,该点火药能量特性较高;低压下易于点燃,燃气中凝聚想颗粒较多,燃速压强指数小等特点。在此研究了黑火药与镁/聚四氟乙烯(烟火剂)两种不同的点火药对点火器性能的影响。

点火器接受电能后可靠作用,输出能量将发动机内的推进剂点燃,完成点火功能。对于给定的发动机,主要考虑初始自由容积和点火压强对点火性能的影响[10]。结合某小型发动机研制,点火压强定为2.0 MPa,发动机初始自由容积定为1 000 cm3。根据经验,采用2 g小粒2号黑火药作为引火药,设计两种点火药方案:

1) 采用1号黑火药作为点火药(以下称为Ⅰ型点火器),根据经验公式估算药量,计算结果分别为12.1 g、11.6 g。根据经验,将点火药量初步确定为14.0 g。

2) 采用(镁/聚四氟乙烯)烟火剂(以下称为Ⅱ型点火器)作为点火药,点火药量初步确定为14.0 g。

点火药量常用估算公式为:

(1)

mig=5.8PigVig×10-3

(2)

其中: k为修正系数,一般取1.25~1.74; Pig为点火压强,一般取燃烧室平均压强的30%~40% ; Vig为燃烧室初始自由容积(m3); ε为点火燃气中固体微粒的百分数;R为通用气体常数,取8.31 J/mol·K; M为点火燃气的摩尔质量(kg/mol); Tig为点火燃气温度(K)。

2 点火器试验

为验证点火器的安全性及可靠性,文中对其进行了安全电流裕度,发火电流裕度,振动等设计验证试验。为验证点火器的发火性能,文中对其进行了密闭爆发器试验。

1) 安全可靠性试验

为了考核产品的电流安全性能及发火性能,对点火器进行了安全电流裕度试验和发火电流裕度试验。安全电流裕度试验点火器无发火,发火电流裕度试验点火器可靠发火,满足发动机使用要求。试验条件及试验结果如表1所示。

表1 试验结果

2) 振动试验

试验数量3发,试验过程中产品没有发火,结构完好,试验后产品无机械损伤、连接部位没有松动,试验后电阻阻值为:0.72 Ω、0.73 Ω、0.73 Ω,符合电阻0.5~0.9 Ω指标要求,振动设备如图2所示。

图2 振动设备

3) 密闭爆发器试验

试验中分别对两种不同点火药的点火器进行了密闭爆发器试验,Ⅰ型点火器点火药为黑火药,Ⅱ型点火器点火药为镁/聚四氟乙烯。

试验条件与设备。两种点火器各1发,先进行保常温处理,保温时间2 h;保温结束后,在标准1 000 cm3密闭爆发器内进行发火试验,检测峰值压力,点火延迟时间,压力上升点到压力峰值时间等数据。点火器及密闭爆发器见图3。

图3 点火器及密闭爆发器

试验中分别对两种不同点火药的点火器进行了密闭爆发器试验,Ⅰ型点火器点火药为黑火药,Ⅱ型点火器点火药为镁/聚四氟乙烯。

Ⅰ型点火器试验:数量1发,保温过程中产品未发火,结构完好。保温结束后对其进行点火试验,试验结果为:峰值压力1.76 MPa、点火延迟时间20.7 ms、压力上升点到压力峰值时间52.9 ms,符合产品压力及点火时间要求。发火P-t曲线如图4所示。

图4 Ⅰ型点火器发火P-t曲线

Ⅱ型点火器试验:数量1发,保温过程中产品未发火,结构完好。保温结束后对其进行点火试验,试验结果为:峰值压力P:1.64 MPa、点火延迟时间25 ms、压力上升点到压力峰值时间29.3 ms,符合产品压力及点火时间要求。发火P-t曲线如图5所示。

点火器通过安全电流裕度、发火电流裕度、振动、密闭爆发器等设计验证试验,试验表明点火器可以安全可靠工作,各项性能参数满足发动机需求。

图5 Ⅱ型点火器发火P-t曲线

3 点火器验证试验

结合某发动机研制生产任务,验证点火器性能,Ⅰ型点火器在X-15、X-16发动机上进行了地面试验,试验均成功。Ⅱ型点火器在X-15、X-16、X-04C、X-15A、X-15B、X-27六款发动机上进行了地面试验,试验均成功。

3.1 Ⅰ型点火器验证试验及分析

Ⅰ型点火器分别在X-15、X-16发动机上进行了常温(+20 ℃)、低温(-40 ℃)地面试验。试验F-t曲线如图6所示。发动机主要参数及试验结果如表2所示。

对比Ⅰ型点火器在X-15与X-16发动机上的地面试验,推进剂初温对点火延迟影响明显,推进剂温度越低,点火延迟时间越长。低温下点火峰明显增大是由于延迟时间长,造成推进剂表面温度升高所致。

黑火药燃烧温度低,燃烧产物固体生成量少,气体生产量大,容易产生点火峰。对于小型固体火箭发动机,使用黑火药点火时,应适当增大经验公式计算的点火药量。

1号大颗粒黑火药燃烧时间长,燃面小,能量释放速率慢,导致发动机点火延迟时间长,点火峰值较大。

3.2 Ⅱ型点火器验证试验

Ⅱ型点火器分别在X-15、X-16、X-04C、X-15A、X-15B、X-27发动机上进行了常温地面试验。试验F-t曲线如图7所示。发动机主要参数及试验结果如表3所示。

点火器在六款发动机上成功进行试验应用,点火性能、结构强度可靠,满足发动机使用要求。F-t地面试验工作时间0.3 s左右,曲线出现凸峰,是由于点火器金属丝冲压网筒被烧熔通过喷管,瞬间减小喉径所致,试验状态一致,经总体确认不影响发动机使用。点火药量相同的情况下,发动机初始自由容积越大,点火峰值越小,随着初始自由容积不断增大,发动机会出现点火延迟,直至点火能量不足,无法正常点燃发动机。X-27发动机自由容积1 000 cm3F-t地面试验曲线基本没有推力峰。对比X-15A与X-15B发动机,在推进剂燃速相同,初始燃面基本相同的情况下,自由容积越大,点火延迟时间越长。对比X-04C与X-15B发动机,自由容积基本相同,在初始燃面相同的情况下,燃速越低,点火延迟时间越长。发动机安装点火器位置药柱内径大于Φ40 mm,自由容积680~1 000 cm3范围内发动机,推进剂燃速大于8.1 mm/s的发动机均可由此点火器点火。

图6 Ⅰ型点火器发动机F-t地面试验曲线

表2 发动机主要参数及试验结果

表3 发动机主要参数及试验结果

图7 发动机常温(20 ℃)F-t地面试验曲线

4 结论

1) 小型固体火箭发动机点火初始自由容积越大,推进剂燃速越低,燃面越大,需要的点火能量越高;2) 小型固体火箭发动机点火器设计时,应选择合适的点火药剂,点火压力,确定点火方案;3) 小型固体火箭发动机设计时应考虑点火器的通用性,根据发动机自由容积,推进剂性能等参数,选择与其相近发动机的成熟点火器,以降低研制成本和缩短研制周期。

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