国外固体发动机慢烤安全性评估技术

李 翊，赵继伟，霍 菲

(1.海军装备部驻西安地区军事代表局，西安 710054；2.中国航天科技集团公司四院401所，西安 710025)



国外固体发动机慢烤安全性评估技术

李 翊1，赵继伟2，霍 菲2

(1.海军装备部驻西安地区军事代表局，西安 710054；2.中国航天科技集团公司四院401所，西安 710025)

从发动机慢烤试验方法和装置研制研究入手，分析国外慢烤安全性试验技术发展现状，系统论述了国外慢烤安全性试验及评估标准，分析了试验中主要参数设定的依据，以典型型号武器为例，探索了慢烤安全性评估的应用方法，通过汇总美国Aerojet公司开展的典型型号慢烤安全性评估，总结了国外在评估过程中获得的推进剂配方、壳体束缚及改进方案对发动机慢烤安全性的影响，并对国内固体发动机慢烤安全性评估技术的发展提出了建议：借鉴国外在发动机慢烤安全性领域的研究成果，深化安全性机理研究，探索发动机设计参数及环境条件对发动机慢烤安全性的影响，建立试验条件，加速制定适合国内武器装备发展的考核标准，对发动机慢烤安全性进行评估。

固体发动机；慢烤安全性；试验技术；评估标准；应用现状

0 引言

火灾环境是两军对垒中最常出现的情况，也是对固体火箭发动机安全性影响最主要的因素之一。当邻近弹药库或飞机起火，虽然发动机没有处于火焰环境中，但周围形成的高热气流不断对发动机进行加热，使其内部形成热点和局部压力升高，最终发生安全事故，造成人员伤亡和武器平台损毁[1]。美国等北约国家在实战和考核试验中发现，对于固体发动机，慢烤安全性是其最难通过的试验项目[2-3]，为突破固体发动机安全性设计的瓶颈，国外先后开展了钝感战术发动机研制[4]、改进海麻雀导弹安全性研究[5]等计划，从机理研究[6-7]入手，改进了推进剂配方[8-9]及发动机结构[10]，并研制了适用于推进剂及全尺寸发动机的慢烤安全性试验装置和评估方法，给出了发动机设计参数与其慢烤安全性的关系，以此来指导发动机的钝感设计。

本文从试验测试技术入手，深入分析汇总了国外慢烤安全性评估技术，研究了慢烤安全性试验及评估标准和其主要参数的设定依据，以典型型号武器为例，对慢烤安全性的评估方法进行了分析，通过汇总美国Aerojet公司在21世纪初开展的典型型号慢烤安全性评估，总结了国外在评估过程中获得的固体火箭发动机的慢烤安全性规律，并对国内固体发动机慢烤安全性评估技术的发展提出了建议。

1 慢烤安全性试验测试技术

慢烤安全性试验是评估固体火箭发动机及推进剂慢烤安全性最为直观、有效的手段，其试验结果不仅可验证固体火箭发动机的慢烤安全性，为军工产品定型和武器系统能否装备部队提供指导，还可为发动机的设计、储运和使用条件提供建议。影响固体火箭发动机慢烤安全性的主要设计参数是推进剂配方和壳体材料及结构。因此，慢烤安全性试验的主要研究方向包括发动机慢烤安全性考核方法和适用于推进剂或发动机整机的试验测试装置研制。

1.1 试管烤爆试验

钝感推进剂配方在研制过程中需要开展大量的慢烤安全性验证，为简化试验，形成直观的反应结果，方便试验分析与数据处理，20世纪80年代，Sechmits[11]将标准化的试管烤爆试验应用于推进剂慢烤安全性评估。该试验方法是将尺寸为φ12.7 mm×12.7 mm的圆柱形推进剂按照其实际装药的密度装填在标准化铝制试管中，试管的两头由密封圈和螺旋堵盖进行密封后放入温度可控的电加热箱中，试验的起始温度由推进剂的热失重特性确定，电加热箱的升温速率则参考推进剂的热差特性。试验中记录试管及螺旋堵盖状态，根据反应时螺旋堵盖的冲出距离、试管的破裂程度及碎片尺寸、数量和推进剂的残留状态，推测反应剧烈程度，配合试管内药柱发生反应的时间、反应时电加热箱的温度数据，对推进剂的热安全性进行评估。由于试验中采用了试管装填标准化推进剂的结构，既考核了壳体束缚下含能材料热安全性，也简化了试验数据的处理。该试验成为研究一维壳体束缚条件下含能材料慢烤安全性考核的雏形。

此后，为简化了试验结构，缩减试验成本，降低试验的破坏性，Kent等[12]用防爆试管代替铝制试管，用缠绕的加热丝代替温度可控的电加热箱实现试管温度的缓慢加载，并通过预埋热电偶对药柱内部的温度变化进行测试。荷兰应用科学组织(TNO)则用缠绕加热丝的爆轰管代替温度可控的电加热箱，并在爆轰管内布置压力、应变测试装置[13-14]及多根测温热电偶[15]，试验测得了推进剂在不同位置的温度-时间曲线，并通过压力、应变曲线分析和试管的破碎程度，得到了推进剂燃烧转爆轰的过程和反应的剧烈程度。

由于内置的应变传感器会改变推进剂的传热特性，干扰慢烤试验结果，2001年，TNO再次对试验装置进行了改进[16]，用缠绕在爆轰管外的光纤替代爆轰管内的应变传感器，通过分析萨尼亚克光纤干涉信号和马赫曾特光纤干涉信号，对光纤的长度变化率和光纤长度进行对比研究，得到爆轰管在慢烤过程中的直径变化过程，这是首例应用光测试技术研究推进剂慢烤安全性的案例。同年，美国物理研究所[17]在响尾蛇导弹的研制中使用的试管烤爆装置，也避免了内置传感器对试验结果的干扰。该装置将2个安装应变传感器的板簧垂直安装在试管2个螺旋堵盖的外端，每个板簧的外侧再安装与试管同轴的位移传感器，当试管因受热发生轴向膨胀时，应变传感器和位移传感器会输出相应的数据，从而得到试管轴向膨胀的变化过程。

由于其分析简便直观，试管烤爆试验至今仍是应用于钝感推进剂慢烤安全性评估的主要方法。随着测试技术的不断进步，特别是光纤、红外、超声等非接触测量技术的应用，使得试验中获得的数据量不断增多，不仅为固体火箭发动机的慢烤安全性评估提供了更加丰富的信息，也为发动机的安全性设计和改进提供了有效的数据。

1.2 小尺寸烤燃弹试验

为研究发动机结构与其慢烤安全性之间的关系，国外研究了小尺寸烤燃弹试验，该试验目前是联合国危险货物运输试验中研究含能材料慢烤安全性的标准化试验装置。其原理与试管烤爆试验基本相同，都是将推进剂置于一个被加热的壳体束缚条件中，区别仅在于试验装置的结构。最早的小尺寸烤燃弹试验装置设计者是美国的Parker，于1984年设计了一种研究含能材料慢烤安全性试验装置[18]，该装置为一个内径60 mm、高140 mm的带盖杯体，杯体与顶盖之间由密封圈进行密封，杯体的最外部为不锈钢壳体，壳体内粘接绝热层，安装嵌入式的热电偶的推进剂被装填在烤燃弹内部。该试验与Sechmits的试管烤爆试验一样，需要由一个温度可控的电加热箱模拟慢烤时的环境温度变化。

20世纪90年代，为简化试验，降低试验成本和提高试验的适用性，荷兰的TNO[19-20]建立了一套自带加热装置的小尺寸烤燃弹试验系统，该系统是在烤燃弹的壳体外部均匀布置了多组加热管，并通过控制器根据预设的加热速率，对加热管的输出功率进行控制，从而使试验装置可按照需要的加热速率进行升温。美国的劳伦斯·利弗摩尔国家实验室[21]除了缠绕电加热器来代替Parker的电加热箱以外，还根据理论分析结果对烤燃弹内部的测温热电偶布线进行了改进，通过开展大量的试验，测得了含能材料的温度变化，找到了不同壳体材料和壳体厚度下推进剂的热点生成的部位。

通过小尺寸烤燃弹试验，北约国家研究了束缚条件对发动机反应延迟及剧烈程度的影响，获得了壳体导热系数及强度、推进剂导热系数及密度等因素对发动机慢烤安全性的影响。

1.3 全尺寸发动机慢烤安全性试验

无论是试管烤爆试验，还是小尺寸烤燃弹试验，均在不同程度上对固体火箭发动机的结构进行了简化，其得出结论也仅部分反映了发动机的慢烤安全性。因此，国外在固体发动机的验收中，要求必须以全尺寸发动机慢烤安全性试验为依据。国外全尺寸发动机慢烤安全性试验研究早在20世纪60年代就已起步，其主要思路是通过可控温度箱为发动机提供一个模拟缓慢加热的试验环境。

20世纪90年代，法国CAEPE在充分考虑试验效果、试验安全性和试验成本等因素的基础上，建立了由箱体、发动机试验工装、加热系统、风循环系统组成简易慢烤试验装置[22]。为降低试验成本，减小由于爆炸造成的损失，系统采用远程有线控制，控制电缆、测试电缆及空气加热装置等被安装在地下，通过风扇实现热风的循环。箱体可由标准化的壁板组装在根据发动机尺寸设计的钢架上，为保证箱体的保温阻燃绝缘特性，壁板及通风管道采用中空钢板中夹塞石棉绒材料。钢架结构上设计有防止发动机助推的试验工装。

英国的Jameson A[23]针对未来空空导弹用固体发动机设计了慢烤安全性试验装置，该装置将一个受控电热元件缠绕在试验箱外壁，并在试验箱前部安装风扇，实现试验箱内空气按预定升温速率升温，且分布均匀。为防止发动机发生助推带来危险，试验箱内安装发动机支架及限位装置，且试验箱前端与推力墩固定。试验中，在发动机壳体前端、中间和尾部轴向位置各安装2个K型热电偶，另外，为实现电热元件的闭环控制，试验箱内距试验箱外壁20 mm处安装一个反馈测温传感器。试验第一阶段，以7.5 ℃/h 的升温速率加热到70 ℃，并在70 ℃维持22 h；试验第二阶段，升温速率为3.3 ℃/h，当反馈测温传感器达到143.3 ℃时，发动机发生燃烧反应，并产生助推。

2 慢烤安全性考核评估标准及相关参数确定

2.1 慢烤安全性考核评估标准

早在1964年，美国海军发布的标准化文件WR-50《海军武器要求-空中、水面和水下发射武器弹头最低安全性测试》[24]中，就将慢烤安全性试验纳入了标准。随着WR-50逐步上升为国防部标准[25]和美军标[26]，慢烤安全性试验方法也日趋成熟。为保证联合作战武器的安全性，美国在20世纪80年代开始在北约国家推广慢烤安全性试验，并上升成北约标准化协议，目前已有14个成员国按照STANAG 4382[27]中的方法和装置开展发动机的慢烤安全性考核。标准规定：试验时，将发动机放置在一个简易的慢烤箱内。第一阶段，以约5 ℃/min的升温速率将慢烤试验箱加热至50 ℃，并维持8 h，使试件达到热平衡要求；第二阶段，以3.3 ℃/h的升温速率逐渐加热直至反应发生。加热方式可以采用循环空气加热，为使加热均匀，发动机与慢烤箱内壁每侧应至少留有200 mm的间隙。慢烤试验箱需绝缘，且箱体内部温度须可测量，至少使用2组(4个)热电偶对发动机表面温度进行监控(也可在发动机内部预埋测温传感器，但不能干扰温度场)。由于固体火箭发动机在热激励作用下在有可能产生助推，造成安全隐患，标准要求试验过程中要应采取合适的约束方式，且约束装置不能过多地吸收辐射热。为防止发动机试验过程中出现的渗出物接触热源，干扰试验，在试样的底部应设计一个支承托盘。为评估反应的剧烈程度，试验除测试温度场，还要测试冲击波超压和爆炸碎片。其中，爆炸碎片的收集建议使用验证板，验证板材料的选择取决于爆炸碎片的类型和速度。对于强束缚钢壳体发动机，推荐使用至少25 mm厚的钢材料作为验证板；对于铝壳体或薄壁钢壳体，推荐使用铝质验证板；对于复合材料壳体，可不使用验证板。理想情况下，验证板与试件至少有200 mm的间距，才能不影响试件的受热情况。验证板可能会对冲击波测试产生影响。因此，冲击波超压传感器的布置应避开验证板所在的方向。

由于全尺寸试验的数据统计抽样较少，为提高评估的真实性，国外在对慢烤安全性试验数据分析的基础上，找到了发动机设计参数、慢烤环境刺激与反应剧烈程度之间的内在联系，建立了慢烤安全性简化评估程序。目前，该程序已经纳入到北约标准AOP-39《钝感弹药(IM)评估与发展指南》[28]中。该评估程序以流程图的形式引导用户进行评估，输入为发动机特性参数、基础环境、慢烤加热刺激，输出为发动机的反应剧烈程度，一旦威胁被确定并量化，评估程序将给出刺激可能导向的响应“通道”。由于评估程序以逻辑流程为基础，可反映发动机在真实环境中推进剂的响应特性，通常比“通过/不通过”缩比危险性试验更为可靠。

2.2 标准中主要参数的确定

MIL-STD-2105D[29]中明确规定：在开展弹药安全性试验时，应选择最有可能的、可信的刺激，预计对生命、财产、或战斗力造成最大伤害的试验项目和试验条件。为确定慢烤安全性试验参数，国外在20世纪60年代就进行了试验和理论分析，其中包括测量航母上一个弹药库起火状态下邻近弹药库的升温过程[30]，通过试验和机理分析不同升温速率发动机的反应剧烈程度[31]等，这些研究发现，当升温速率≤3.3 ℃/h时，发动机的反应最为剧烈。2003年，Desailly D等对该领域前期的研究成果[32-34]进行总结，并通过理论分析和数值仿真，对不同装药量、不同壳体强度的发动机在不同升温速率下的温度变化、气孔形成过程、热点的形成过程、点火点的位置、药柱表面及药柱中心的温度上升过程和质量损失过程等热化学特性行了数值仿真[35]。通过上述研究，得到如下结论：

(1)不同的升温速率下，药柱内部形成热点的区域不同，升温速率越高，热点越靠近药柱边缘;

(2)当升温速率不超过3.3 ℃/h时，药柱内部温度梯度较小，发生反应时，药柱中心能瞬间释放能量，反应相对更加剧烈。

该研究再次证明，为了在最严酷的条件下考核发动机的安全性，北约慢烤试验标准[26]将升温速率应控制在3.3 ℃/h是合理的。

3 国外型号发动机慢烤安全性评估现状

慢烤安全性评估是对武器系统进行慢烤安全性机理分析、试验、结果评价、改进、再验证的一个过程[36]，以英国的PGB导弹[37]为例，其方法为：(1)根据发动机在生产、储运和使用过程中的实际情况确定试验条件；(2)通过机理分析和数值仿真预测发动机的慢烤安全性，并由此确定试验及其安全防护方案；(3)对缩比或全尺寸发动机进行慢烤试验；(4)分析试验数据或借助仿真，确定发动机在给定条件下的反应剧烈程度，给出安全性结论；(5)探索影响发动机安全性的设计因素，提出改进设计，并进行验证。

美国、英国、法国、澳大利亚等多个国家对其在用和正在研制的多个型号发动机都开展了慢烤安全性评估。表1给出了美国Aerojet公司[38-39]对其研制的发动机进行的慢烤安全性评估。

表1 美国Aerojet公司开展的发动机慢烤安全性评估Table 1 Solid motor slow-cookoff evaluation in USA Aerojet

除了对发动机进行安全性考核和评估，Aerojet公司还根据试验数据分析了推进剂配方对发动机慢烤安全性的影响，研究指出：(1)发动机的慢烤安全性主要受推进剂的热安全性影响；(2)尽管HTPB推进剂具有良好的耐压特性，但其在慢烤条件下通常发生爆炸，甚至爆轰；(3)在推进剂中适量加入硝酸铵(AN)，可降低反应的剧烈程度。此外，试验数据显示，壳体束缚作用也会影响发动机的响应剧烈程度。因此，Aerojet的研究人员对发动机壳体材料及结构也进行了研究，发现：(1)由于壳体束缚会导致发动机内部压力的增加，当发动机发生反应时，其反应较裸药而言，要剧烈得多；(2)较铝合金和钢壳体而言，凯夫拉和KOA混合壳体发动机的反应程度较弱；(3)设置卸压孔或应力集中槽的方法，使得发动机在指定的弱束缚处卸压，从而有效降低反应的剧烈程度[40]。此外，Aerojet公司还验证了低温点火器、内部绝热及喷涂发泡型防火涂料等方案对改善发动机慢烤安全性的有效性。

美国海军也对在役和在研的固体火箭发动机开展了大量慢烤安全性评估试验，并对试验数据进行了数理统计分析，验证了推进剂配方、壳体材料及结构对发动机慢烤安全性的影响，并得出如下结论[41]：(1)在推进剂配方中，用硝酸铵(AN)部分代替AP或三硝基苯甲硝胺，以提高发动机的慢烤安全性；(2)在推进剂配方中添加含能塑化剂，可在保证其能量特性的同时，提升推进剂的热稳定性；(3)与钢壳体相比，凯夫拉或混合壳体发动机的爆炸超压较低，且爆炸产生的碎片能量也相对较低；(4)卸压孔或应力集中槽的设计越靠近理论点火点处，越能有效地降低发动机反应的剧烈程度。

4 结束语

随着国家对安全性认识的不断深化，武器弹药的安全性也越来越受到军方的重视，广大含能材料研制及发动机、弹总体设计行业对弹药安全性的认识也基本形成共识，慢烤安全性作为发动机安全性的技术瓶颈也受到了广泛关注，国内在发动机慢烤安全性评估技术领域应开展如下研究：

(1)为使发动机慢烤安全性技术向着更加安全、更加直观、更加有效的方向发展，借鉴国外在发动机慢烤安全性研究领域积累的丰富经验和教训，深入开展安全性机理研究，分析推进剂组分在热激励作用下的反应过程及微观结构变化，综合考虑壳体束缚条件对含能材料热分解特性及内部压力变化的影响，探索发动机设计参数与其慢烤安全性之间的内在规律。

(2)在试验方法研究、试验装置研制及试验条件建立等方面，借鉴国外研究成果，对发动机慢烤试验标准进行转化，建立试验条件，对推进剂及发动机整机进行慢烤安全性试验，积累和分析试验数据，验证机理分析的正确性，实现对发动机整机慢烤安全性的有效评估。

(3)在武器发展过程中，借鉴国外在安全性评估中所获得的规律，协调好威力、热安全性和研制成本之间的关系，采用含能塑化剂或用AN部分替代AP等组分，在壳体结构中采用卸压技术，实现威力与安全性的平衡。

(4)在评估方面，不仅要使慢烤安全性评估为武器装备定型及装备决策提供服务，还应通过分析和仿真获得更多与发动机慢烤安全性方面的信息，使得慢烤安全性评估为指导和改进发动机设计，促进弹药钝感技术的提升提供有力支撑。

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(编辑：刘红利)

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，硕士，研究方向为固体火箭发动机自动控制技术。E-mail:5256607@qq.com

V438

A

1006-2793(2015)06-0897-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.028