王虎干

(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 471000)

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空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)安全使用壽命評估分析

王虎干

(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 471000)

針對空空導(dǎo)彈安全使用壽命問題,對國內(nèi)外固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命評估方法進(jìn)行了總結(jié),并以AIM 120空空導(dǎo)彈為例,詳細(xì)說明了該空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)貯存壽命和掛飛壽命的評估過程。結(jié)合目前國內(nèi)通常采用的發(fā)動(dòng)機(jī)壽命評估方法及空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)延壽時(shí)采用的方法,對比了國內(nèi)外的技術(shù)差異。結(jié)果表明:應(yīng)進(jìn)一步完善發(fā)動(dòng)機(jī)壽命評估方法體系,加強(qiáng)固體推進(jìn)劑在交叉載荷作用下的力學(xué)性能研究,完善裝藥結(jié)構(gòu)完整性理論,發(fā)動(dòng)機(jī)交付后應(yīng)同時(shí)開展發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命監(jiān)測計(jì)劃。

空空導(dǎo)彈;固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī);使用壽命;延壽

0 引言

空空導(dǎo)彈作為奪取制空權(quán)的主要武器,其性能的高低已經(jīng)成為決定空戰(zhàn)乃至整個(gè)戰(zhàn)爭勝負(fù)的重要因素。我國地域遼闊,氣候環(huán)境多變,必須滿足在不同地域、不同氣候環(huán)境下的作戰(zhàn)需求,其工作環(huán)境遠(yuǎn)比其他常規(guī)戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)略導(dǎo)彈惡劣。與其他戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈相比,除對貯存壽命具有嚴(yán)格要求外,在服役過程中的掛飛時(shí)間、架次也是其安全使用壽命的重要考核內(nèi)容?？湛諏?dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)裝填系數(shù)通常都比較高,裝藥老化后的結(jié)構(gòu)完整性問題、掛飛過程中的振動(dòng)載荷等都使得發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命設(shè)計(jì)條件更加苛刻。在服役期間,為避免發(fā)動(dòng)機(jī)爆炸引起的安全事故,必須保證導(dǎo)彈在掛機(jī)飛行時(shí)安全發(fā)射,因此對發(fā)動(dòng)機(jī)的使用壽命進(jìn)行準(zhǔn)確、可靠的評估至關(guān)重要。

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)從生產(chǎn)到點(diǎn)火期間會(huì)經(jīng)歷比較復(fù)雜的載荷歷程,其使用壽命一直是比較關(guān)注的問題,國內(nèi)外對此都展開了大量的研究。

20世紀(jì)50年代末至70年代期間,美國針對“民兵”等武器系統(tǒng)分別開展了全面老化和監(jiān)測計(jì)劃及長期使用壽命分析計(jì)劃,對固體推進(jìn)劑、方坯、縮比發(fā)動(dòng)機(jī)和全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)在貯存過程中性能的變化進(jìn)行了研究[4-6]。為在設(shè)計(jì)階段就能對固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壽命進(jìn)行準(zhǔn)確的預(yù)估,許多國家采用實(shí)驗(yàn)室模擬老化的試驗(yàn)方法,使發(fā)動(dòng)機(jī)處在比較嚴(yán)酷的貯存環(huán)境中,加速發(fā)動(dòng)機(jī)的老化過程。如:意大利“阿斯派德”導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)在71 ℃條件下貯存13周相當(dāng)于自然環(huán)境貯存7～8a。俄羅斯“火炬”設(shè)計(jì)局的自然環(huán)境實(shí)驗(yàn)室通過加嚴(yán)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境使得在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)存放6個(gè)月相當(dāng)于常規(guī)貯存10a,像S300導(dǎo)彈就做過類似的試驗(yàn)[7]。

1996年,北約航天研究與發(fā)展專家組在瑞典舉行“固體推進(jìn)系統(tǒng)使用壽命”專題會(huì)議,全面總結(jié)了當(dāng)前固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壽命預(yù)估的技術(shù)發(fā)展,并將壽命預(yù)估方法分為兩大類:系統(tǒng)監(jiān)測方法和模型分析方法。

1998年,在美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室和海軍航空武器中心提出整體高性能火箭推進(jìn)技術(shù)計(jì)劃。通過建立固體推進(jìn)劑老化模型及非線性本構(gòu)方程,提高固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壽命預(yù)估的準(zhǔn)確度[8]。

國內(nèi)在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壽命預(yù)估方面也展開了大量的研究。國防科技大學(xué)與中國空空導(dǎo)彈研究院聯(lián)合開發(fā)了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壽命預(yù)估軟件平臺,通過固體推進(jìn)劑的高溫加速老化試驗(yàn)及三維粘彈性有限元分析預(yù)估發(fā)動(dòng)機(jī)的貯存壽命[9]。海軍航空工程學(xué)院對固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壽命預(yù)估展開了大量的研究工作,討論了發(fā)動(dòng)機(jī)“延壽”和修復(fù)過程的一些做法。采用長期貯存,定期檢測預(yù)估藥柱的使用壽命,對不同貯存期的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱進(jìn)行了大量的力學(xué)性能試驗(yàn),得到推進(jìn)劑力學(xué)性能隨貯存時(shí)間的變化規(guī)律,結(jié)合有限元方法分析了點(diǎn)火工況下發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥的結(jié)構(gòu)完整性,預(yù)示了藥柱的使用壽命[10-11]。

目前國內(nèi)關(guān)于空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的研究仍比較少,文中主要對美國AIM-120早期型號的安全使用壽命評估方法進(jìn)行了總結(jié),結(jié)合目前國內(nèi)的研究方法對空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)的安全使用壽命評估提出了進(jìn)一步的研究方向。

1 AIM-120導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)壽命評估方法

AIM-120空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥采用的是少煙HTPB推進(jìn)劑,裝填系數(shù)較高,藥柱為管形和輪轂形組合裝藥,見圖1所示。該導(dǎo)彈在設(shè)計(jì)時(shí)要求同時(shí)滿足空軍和海軍的作戰(zhàn)需求,因此,必須適應(yīng)多種地區(qū)的氣候環(huán)境,如:寒帶環(huán)境、熱帶環(huán)境、沙漠環(huán)境、山地環(huán)境和海洋環(huán)境[12]。

圖1 AIM-120空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)

AIM-120空空導(dǎo)彈在設(shè)計(jì)階段根據(jù)《環(huán)境試驗(yàn)方法和工程指引》(environmental test methods and engineering guidelines)中的MILSTD-810標(biāo)準(zhǔn)對發(fā)動(dòng)機(jī)壽命進(jìn)行評估,發(fā)動(dòng)機(jī)通過標(biāo)準(zhǔn)中的相關(guān)試驗(yàn)后,認(rèn)為其使用壽命大于10a。隨后要求其壽命周期分為兩個(gè)部分,即8a的自然貯存壽命和2a在飛行線上的貯存壽命。軍方后來提出該導(dǎo)彈要同時(shí)滿足在F-15飛機(jī)上掛載飛行的平均無故障時(shí)間(mean time between failure)不小于450h,而重新提出的掛飛振動(dòng)載荷條件比設(shè)計(jì)階段考慮的載荷條件更加惡劣。針對這兩個(gè)問題,美國開展了該導(dǎo)彈的壽命監(jiān)測計(jì)劃。首先在1993年對4臺發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行靜止點(diǎn)火試驗(yàn)和解剖試驗(yàn);隨后在第二個(gè)財(cái)政年解剖了2臺發(fā)動(dòng)機(jī),對8臺發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行地面點(diǎn)火試驗(yàn);在第三個(gè)財(cái)政年開始前,通過對已具有較長累計(jì)飛行時(shí)間的導(dǎo)彈進(jìn)行掛飛環(huán)境試驗(yàn)和點(diǎn)火試驗(yàn),輔助驗(yàn)證了AIM-120導(dǎo)彈平均無故障時(shí)間不小于450h的要求。

1993年,開始對4臺發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行老化研究,發(fā)動(dòng)機(jī)澆注時(shí)間均為1988年11月。其中2臺發(fā)動(dòng)機(jī)在63 ℃下老化45d后進(jìn)行了靜止點(diǎn)火試驗(yàn),點(diǎn)火環(huán)境溫度分別為-54 ℃和63 ℃,另2臺發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行解剖試驗(yàn)。點(diǎn)火過程中監(jiān)測了發(fā)動(dòng)機(jī)的推力、溫度、應(yīng)變和加速度,并進(jìn)行了高速攝像。發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能滿足設(shè)計(jì)要求,其他監(jiān)測點(diǎn)無異常情況,初步認(rèn)為可繼續(xù)開展發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命研究工作。解剖的2臺發(fā)動(dòng)機(jī),原計(jì)劃1臺發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行3次高低溫循環(huán)后解剖,后因計(jì)劃變動(dòng),將該臺發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)條件與另一臺發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置相同,即先進(jìn)行3次高低溫循環(huán),然后在63 ℃溫度下加速老化45d,最后進(jìn)行解剖試驗(yàn)。發(fā)動(dòng)機(jī)采用電解侵蝕的方法去除殼體部分,然后將整個(gè)裝藥取出并進(jìn)行切割,其中輪轂段裝藥切割方案見圖2所示。

圖2 輪轂段裝藥切割方案

圖2中各個(gè)區(qū)域?qū)?yīng)的試驗(yàn)如下:

A為拉伸試驗(yàn)(肉厚較大的區(qū)域);B為拉伸試驗(yàn)(肉厚較小的區(qū)域);C為界面拉伸試驗(yàn);D為90°剝離試驗(yàn);E為應(yīng)力松弛試驗(yàn);F為藥條燃速試驗(yàn);G為塑性材料分析;H為交聯(lián)度試驗(yàn);I為TGA分析;J為DTA分析;K為熱膨脹系數(shù)試驗(yàn)。

表1為發(fā)動(dòng)機(jī)解剖后推進(jìn)劑的測試試驗(yàn)項(xiàng)目。從表1中可以看出,推進(jìn)劑的性能測試試驗(yàn)比較詳細(xì),尤其是力學(xué)性能試驗(yàn)比較全面,分別考慮了推進(jìn)劑從低溫到高溫,拉伸速率從慢到快,并且考慮了圍壓的影響。目前國內(nèi)在測試推進(jìn)劑力學(xué)性能時(shí),低溫快速拉伸時(shí)拉伸速率常采用500 mm/min或1 000 mm/min,考慮圍壓下的拉伸試驗(yàn)開展的更少,難以準(zhǔn)確的反映推進(jìn)劑的力學(xué)性能。

表1 AIM120固體推進(jìn)劑測試試驗(yàn)項(xiàng)目

在第二個(gè)財(cái)政年期間共采用10臺發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行壽命研究,其中4臺發(fā)動(dòng)機(jī)(1988年澆注)直接進(jìn)行低溫點(diǎn)火試驗(yàn),2臺發(fā)動(dòng)機(jī)(1990年澆注)老化后進(jìn)行低溫點(diǎn)火試驗(yàn),2臺發(fā)動(dòng)機(jī)(1990年澆注)老化后進(jìn)行高溫點(diǎn)火試驗(yàn),最后2臺發(fā)動(dòng)機(jī)(1991年澆注)老化后進(jìn)行解剖試驗(yàn)。主要的試驗(yàn)項(xiàng)目如表2所示。所有發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)成功,發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常,監(jiān)測點(diǎn)無異常情況。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)壽命評估試驗(yàn)項(xiàng)目

在同一年內(nèi),對已具有較長掛飛時(shí)間的發(fā)動(dòng)機(jī)(HTTC)進(jìn)行了試驗(yàn)研究,共采用了4臺發(fā)動(dòng)機(jī)。其中1990年澆鑄的2臺發(fā)動(dòng)機(jī)直接進(jìn)行高低溫循環(huán)試驗(yàn),在低溫X射線探傷后分別進(jìn)行高、低溫點(diǎn)火試驗(yàn),另2臺發(fā)動(dòng)機(jī)在長時(shí)間掛飛后繼續(xù)施加F-15飛機(jī)上的振動(dòng)載荷條件,在此基礎(chǔ)上進(jìn)行X射線探傷和發(fā)動(dòng)機(jī)靜止點(diǎn)火試驗(yàn)。4臺發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火成功,發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常,監(jiān)測點(diǎn)無異常,內(nèi)彈道性能均滿足設(shè)計(jì)要求。除此之外,還對另外8臺具有長時(shí)間掛飛載荷史的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了X射線探傷檢測,發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)無缺陷形成。因此,最后認(rèn)為該發(fā)動(dòng)機(jī)的累計(jì)掛飛時(shí)間可大于1 000 h。

2 國內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命常用評估方法

2.1 設(shè)計(jì)階段壽命評估

從已發(fā)表的文獻(xiàn)中可以了解,目前國內(nèi)通常采用固體推進(jìn)劑高溫加速老化試驗(yàn),同時(shí)結(jié)合裝藥結(jié)構(gòu)完整性分析作為固體發(fā)動(dòng)機(jī)貯存壽命的評估方法。在固體推進(jìn)劑方面,國內(nèi)主要依據(jù)航天工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)QJ2428-92復(fù)合固體推進(jìn)劑貯存老化試驗(yàn)方法對推進(jìn)劑的老化力學(xué)性能進(jìn)行研究。對于復(fù)合固體推進(jìn)劑,常用最大延伸率作為失效判據(jù)。固體推進(jìn)劑高溫加速老化后,根據(jù)老化數(shù)學(xué)模型及阿累尼沃斯方程得到的常溫自然貯存老化過程中最大延伸率的變化。最后根據(jù)設(shè)計(jì)部門提出的指標(biāo)要求對推進(jìn)劑的貯存壽命進(jìn)行評估。

發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)部門提出固體推進(jìn)劑的力學(xué)性能指標(biāo)主要依據(jù)裝藥的結(jié)構(gòu)完整性分析。因此,在高溫加速老化后,需要對推進(jìn)劑的模量和泊松比等一系列參數(shù)進(jìn)行測試,尤其是在快速拉伸條件下。目前,國內(nèi)對固體推進(jìn)劑進(jìn)行拉伸試驗(yàn)時(shí),快速拉伸速率往往采用的是500 mm/min或1 000 mm/min,若采用GJB 770B中的標(biāo)準(zhǔn)啞鈴試驗(yàn)件,其應(yīng)變速率僅為12%或24%左右,遠(yuǎn)達(dá)不到發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火增壓過程中裝藥內(nèi)表面的應(yīng)變速率,并且測試的試驗(yàn)項(xiàng)目不夠全面,建立能反映發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)下裝藥力學(xué)響應(yīng)的本構(gòu)方程比較困難。

目前,國內(nèi)尚沒有建立固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)安全使用壽命的評估標(biāo)準(zhǔn)。設(shè)計(jì)階段對發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命評估主要參考之前型號發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)壽命及已開展的延壽成果。理論方面,結(jié)合固體推進(jìn)劑高溫加速老化試驗(yàn)和裝藥結(jié)構(gòu)完整性分析對發(fā)動(dòng)機(jī)的貯存壽命進(jìn)行評估。該方法通過固體推進(jìn)劑高溫加速老化試驗(yàn)獲得推進(jìn)劑最大延伸率隨貯存年限的變化,同時(shí)對不同貯存年限的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行裝藥結(jié)構(gòu)完整性分析,繪制發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥內(nèi)表面最大主應(yīng)變隨時(shí)間的變化曲線,最后對比兩條曲線,取一定的安全系數(shù),得到發(fā)動(dòng)機(jī)的貯存壽命。固體推進(jìn)劑最大延伸率及裝藥內(nèi)表面最大主應(yīng)變隨貯存時(shí)間的變化見圖3所示。在固體發(fā)動(dòng)機(jī)服役后,國內(nèi)尚比較缺乏對發(fā)動(dòng)機(jī)的定期監(jiān)測、檢測,無法對發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)壽命進(jìn)行驗(yàn)證及到壽時(shí)做出提前預(yù)判,這也導(dǎo)致在發(fā)動(dòng)機(jī)延壽時(shí)缺乏之前的貯存試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐。

圖3 推進(jìn)劑最大延伸率及裝藥最大主應(yīng)變隨貯存時(shí)間的變化

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)延壽方法

隨著各類戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)略導(dǎo)彈貯存壽命的逐漸到期,為避免可能繼續(xù)服役的導(dǎo)彈提前報(bào)廢,國內(nèi)已展開了大量的發(fā)動(dòng)機(jī)延壽工作。如:針對已具有一定貯存年限的發(fā)動(dòng)機(jī)延壽至15a的問題,首先將一定數(shù)量的該發(fā)動(dòng)機(jī)高溫加速至15a;然后分別對具有一定貯存年限和加速至15a的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行環(huán)境考核試驗(yàn)和解剖試驗(yàn),主要試驗(yàn)內(nèi)容,如表3所示;最后通過對比發(fā)動(dòng)機(jī)各部件及內(nèi)彈道性能的變化評估發(fā)動(dòng)機(jī)是否滿足繼續(xù)延壽的要求。

表3 發(fā)動(dòng)機(jī)延壽試驗(yàn)項(xiàng)目

對比表2中開展的試驗(yàn)項(xiàng)目可知,總的試驗(yàn)類別基本一致。區(qū)別主要在于AIM-120導(dǎo)彈的試驗(yàn)項(xiàng)目更加細(xì)致,如在X射線、CT檢查項(xiàng)目中開展了低溫-54 ℃下的探傷試驗(yàn);固體推進(jìn)劑性能測試試驗(yàn)項(xiàng)目也更加全面。據(jù)文獻(xiàn)資料報(bào)道,國外一些先進(jìn)的空空導(dǎo)彈在進(jìn)行掛飛壽命評估時(shí),可同時(shí)進(jìn)行低溫振動(dòng)試驗(yàn),環(huán)境考核更加嚴(yán)酷。

3 總結(jié)

1)國外關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)安全使用壽命的研究起步較早,技術(shù)比較成熟,已形成相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)。在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)階段,國內(nèi)目前還沒有相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行參考來評估發(fā)動(dòng)機(jī)的使用壽命,仍需進(jìn)一步加強(qiáng)研究。

2)國內(nèi)對固體推進(jìn)劑的力學(xué)性能測試項(xiàng)目通常比較簡單,缺乏考慮應(yīng)變速率、環(huán)境壓強(qiáng)、溫度等因素交叉作用的影響,對推進(jìn)劑的力學(xué)性能評價(jià)不夠全面。同時(shí),應(yīng)建立能反映發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)裝藥力學(xué)響應(yīng)的本構(gòu)關(guān)系,加強(qiáng)固體發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥結(jié)構(gòu)完整性的理論分析,為發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)及壽命評估提供可靠的理論支撐。

3)國外對發(fā)動(dòng)機(jī)壽命進(jìn)行研究時(shí),壽命評估和延壽過程并無明顯的界線。在發(fā)動(dòng)機(jī)交付后,壽命研究工作就已經(jīng)啟動(dòng)。在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)階段提出的壽命周期內(nèi),對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測,定期開展發(fā)動(dòng)機(jī)的系列相關(guān)試驗(yàn),可以對發(fā)動(dòng)機(jī)的真實(shí)使用壽命提前做出預(yù)報(bào)。為能準(zhǔn)確評估發(fā)動(dòng)機(jī)的真實(shí)使用壽命,應(yīng)針對具體發(fā)動(dòng)機(jī)開展其使用壽命監(jiān)測計(jì)劃。

[1] Larson E L. A review of the minuteman propulsion surveillance program for assign rocket motor service life, AD-A467048 [R]. 1965.

[2] Peterson Dan L. Propellant surveillance report ANB-3066 propellant, AD-A102980 [R]. 1981.

[3] Thompson J A. Propellant surveillance report LGM-30F & Gstage (TP-1011), AD-A123315 [R]. 1982.

[4] Loyd D K. Long range service life analysis (LRSLA) system trend analysis life estimating procedure, AIAA-76-746 [R]. 1976.

[5] Bennett S John. LRSL a minuteman Ⅲ stage Ⅰ material characterization program and result, AIAA-76-718 [R]. 1976.

[6] 邢耀國, 董可海, 沈偉, 等. 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)使用工程 [M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2010.

[7] Holl G. Former and modern method for determination of the service life of rocket propellant, AD-A330303 [R]. 1997.

[8] Gerald A, Colling wood. Solid rocket motor service life prediction using nonlinear viscoelastic analysis and probability approach, AD-A330303 [R]. 1997.

[9] 袁端才, 唐國金, 李海陽, 等. 基于加速老化與三維粘彈性有限元分析的固體導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)壽命預(yù)估 [J]. 兵工學(xué)報(bào), 2006, 27(4): 685-689.

[10] 邢耀國, 李高春, 王玉峰. 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)測和失效判定技術(shù)的發(fā)展和展望 [J]. 海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào), 2006, 21(5): 552-556.

[11] 邢耀國, 馬銀民, 董可海. 用長期貯存定期檢測法預(yù)測藥柱使用壽命 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 1999, 20(5): 39-43.

[12] Crockett K M, Birch M J. The selection of the advanced medium range air-to-air missile (AMRAAM) rocket motor age-surveillance program, AIAA-94-2916 [R]. 1994.

Evaluation and Analysis of Air-to-air Missile’s Safety and Service Life

WANG Hugan

(China Airborne Missile Academy,Henan Luoyang 471000,China)

In view of air-to-air missile life safety problems, service life evaluation methods used both at home and abroad were summarized. Taking AIM-120 missile as an example, assessment of its storage life and flight hours was described. Considering common life evaluation methods of solid rocket motor and life-extension method of the air-to-air missile motor at present, technical differences at home and abroad were compared. The results show that the SRM life evaluation method system should be improved, the mechanical properties of solid propellants under multiple loads should be further studied for structure integrity theory of grain, and service life surveillance program should be considered after delivery of solid rocket motors.

air-to-air missile; solid rocket motor; service life; life extension

2015-07-13

王虎干(1963-),男,河南溫縣人,研究員,研究方向:空空導(dǎo)彈推進(jìn)系統(tǒng)。

V435

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