唐國金，申志彬，宋先村，蒙上陽

(1.國防科技大學航天與材料工程學院，長沙 410073;2.中國人民解放軍63961部隊，北京 100012)

0 引言

美國NASA《空間飛行器設(shè)計規(guī)范》[1]指出，引起固體火箭發(fā)動機熱試驗或發(fā)射失敗的主要原因是藥柱結(jié)構(gòu)完整性破壞。發(fā)動機點火發(fā)射時，在幾十至幾百毫秒內(nèi)，燃燒室壓力由1個大氣壓迅速增至100多個大氣壓，在這高溫、高壓及高應變率的惡劣環(huán)境下，試圖通過試驗測量藥柱的真實應變異常困難。計算機數(shù)值仿真可模擬計算固體火箭發(fā)動機在各種復雜載荷工況下的力學響應[2]，減少試驗經(jīng)費，縮短研制周期，但數(shù)值仿真結(jié)果還需通過相關(guān)試驗的檢驗。因此，固體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性試驗技術(shù)始終是一項重要課題[3－5]。

文中利用自主研發(fā)的快速加壓裝置模擬固體發(fā)動機點火增壓過程，采用大量程電阻應變片實時測量藥柱內(nèi)表面應變，并通過計算機采集和處理試驗數(shù)據(jù)，研制了固體火箭發(fā)動機冷增壓試驗系統(tǒng)。利用該系統(tǒng)對某型號固體火箭發(fā)動機進行了冷增壓試驗，并與數(shù)值仿真結(jié)果進行了對比。

1 試驗系統(tǒng)設(shè)計

1.1 系統(tǒng)原理

固體火箭發(fā)動機冷增壓試驗系統(tǒng)由快速加壓試驗裝置、藥柱大應變實時測量系統(tǒng)、計算機數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)3部分組成，如圖1所示。

試驗過程中，固體發(fā)動機藥柱內(nèi)腔的壓力和內(nèi)表面的應變，分別通過壓力傳感器和高響應大變形應變儀變成電信號，二者同步傳輸?shù)剿矐B(tài)采集卡(分辨率≥12位，10通道，采樣率1 ms/s)，由計算機完成試驗數(shù)據(jù)的采集和處理工作，同時繪制出壓力、應變的實時曲線。

圖1 試驗系統(tǒng)原理圖Fig.1 Princip le of test system

1.2 快速加壓試驗裝置

針對固體火箭發(fā)動機點火發(fā)射過程增壓時間短、壓力階躍大等特點，設(shè)計了快速加壓試驗裝置。該裝置主要由壓力緩沖罐、快速高壓電磁閥和壓力傳感器等元件組成，主要儀器的連接方式如圖2所示。

主要性能指標:在200 ms內(nèi)最大加壓至15 MPa;壓力傳感器測量精度優(yōu)于1%，響應時間≤1 ms。

圖2 試驗系統(tǒng)儀器連接圖Fig.2 Equipment connection sketch of test system

壓力緩沖罐和快速高壓電磁閥是快速加壓試驗裝置的核心元件。選用通徑達32 mm、響應速度為50 ms的二位二通電磁閥，根據(jù)加壓過程的流場計算與時間要求，設(shè)計了兼顧壓力、容積和接管口徑三者的壓力緩沖罐。

試驗時，由計算機控制快速高壓電磁閥瞬時釋放壓縮空氣，由MPM380型壓力傳感器監(jiān)測，并控制導入發(fā)動機工作腔壓力，壓強信號經(jīng)放大后，送至計算機數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)。

1.3 藥柱大應變實時測量系統(tǒng)

發(fā)動機點火增壓過程，藥柱呈現(xiàn)出高響應、大變形等特點，這給藥柱應變實時測量帶來很大困難[3－5]。選用TA120-6AA-15型大量程電阻應變片和CS-1Y型高響應大變形應變儀，采用接觸測量方式和半橋測試電路，設(shè)計了藥柱大應變實時測量系統(tǒng)。

主要性能指標:變形測量范圍0～15%，測量精度1%;測量特征點的壓力與變形曲線不少于6條，即發(fā)動機的兩端各有3個測點。

針對發(fā)動機前后引線導出與密封難題，特別設(shè)計了應變測量引線器。重新設(shè)計了發(fā)動機端部的堵蓋，以便安裝傳感器與引線器，端部密封裝配見圖3。

圖3 發(fā)動機端部密封裝配圖Fig.3 Seal and assembly of SRM extrem ity

2 實例應用

在內(nèi)壓載荷作用下，某型號固體火箭發(fā)動機藥柱溝槽底部出現(xiàn)應力集中，全局應力應變最大值發(fā)生在藥柱的中部溝槽內(nèi)[6]。因此，將應變測量點布置于發(fā)動機藥柱的前后端溝槽內(nèi)，測量其環(huán)向應變，如圖4所示。其中，1～3號應變測點距發(fā)動機前端面的距離分別為33、28、17 mm;4～6號應變測點距后端面的距離分別為90、60、30 mm。

圖4 藥柱測點布置示意圖Fig.4 Schematic diagram of grain measurement points

應用國防科技大學基于MSC.Patran/Nastran軟件二次開發(fā)的“固體發(fā)動機結(jié)構(gòu)分析系統(tǒng)[7]”，對該發(fā)動機冷增壓試驗過程進行了數(shù)值仿真，得到了不同壓力峰值對應的環(huán)向應變值。

圖5所示為內(nèi)壓峰值為5.65 MPa時的數(shù)值仿真結(jié)果。

在不同內(nèi)壓作用下，試驗系統(tǒng)與數(shù)值仿真的分析結(jié)果對比如表1所示。

通過結(jié)果對比可發(fā)現(xiàn)，冷增壓試驗系統(tǒng)的測量結(jié)果與有限元數(shù)值仿真結(jié)果吻合良好，相對誤差在8%以內(nèi)。

表1 某型號固體發(fā)動機點火冷增壓試驗與數(shù)值仿真結(jié)果對比Table 1 Results com parison of cooling pressurizetion test and numerical simulation for X-type SRM(%)

圖5 內(nèi)壓峰值為5.65 MPa時的數(shù)值仿真結(jié)果Fig.5 Numerical simulation results at 5.65 MPa

3 結(jié)束語

固體火箭發(fā)動機冷增壓試驗系統(tǒng)實現(xiàn)了對發(fā)動機內(nèi)腔的快速加壓，可在200 ms內(nèi)最大加壓至15 MPa。采用大量程應變計和高響應大變形應變儀，實時測量藥柱內(nèi)表面應變，較好地解決了固體火箭發(fā)動機點火增壓階段藥柱應變難以測量的工程難題。應用表明，該試驗系統(tǒng)操作方便，性能穩(wěn)定，測量結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果的相對誤差在8%以內(nèi)。

[1] NASA.Space vehicle design criteria:solid propellant grain design and internal ballistics[R].NASA SP-8076，March 1972.

[2] Chyuan SW.Dynamic analysis of solid propellant grains subjected to inigition pressurization loading[J].Journal of Sound and Vibration，2003，268:465-483.

[3] Jim B，Evans D，Chelner H.Embedded sensors formonitoring solid propellant grains[R].AIAA 2005-4362，2005.

[4] 孟慶富，徐向東.固體火箭發(fā)動機測試與試驗技術(shù)(導彈與航天叢書)[M].北京:宇航出版社，1994.

[5] Favini B，Giacinto M D.Internal ballistic and dynamics of VEGA launcher solid rocketmotors during ignition transient:firing test predictions and post firing analysis[R].AIAA 2007-5814，2007.

[6] 申志彬，唐國金，雷勇軍，等.基于Patran二次開發(fā)的星形藥柱結(jié)構(gòu)分析與設(shè)計[J].固體火箭技術(shù)，2009，32(2):175-179.

[7] 唐國金，申志彬，雷勇軍.基于Patran二次開發(fā)的固體發(fā)動機結(jié)構(gòu)分析系統(tǒng)[C]//中國宇航學會2010年固體火箭推進第27屆年會論文集，2010:19-23.