• ISSN 1001-1455  CN 51-1148/O3
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聚能射流对固体火箭发动机的冲击起爆

庞嵩林 陈雄 许进升 王永平

引用本文:
Citation:

聚能射流对固体火箭发动机的冲击起爆

    作者简介: 庞嵩林(1995- ),男,博士研究生,318101010024@njust.edu.cn;
    通讯作者: 许进升, xujinsheng@njust.edu.cn
  • 中图分类号: O389;V435

Impact initiation of a solid-rocket motor by a shaped-charge jet

    Corresponding author: XU Jinsheng, xujinsheng@njust.edu.cn ;
  • CLC number: O389;V435

  • 摘要: 为研究聚能金属射流对固体火箭发动机的冲击响应,开展了聚能装药空射实验及某尺寸发动机在无防护情况下的射流冲击实验,使用高速摄影仪记录了爆炸响应过程,并测量了不同距离及方向的空气超压和破片速度。利用Autodyn有限元计算软件对实验过程进行了数值模拟,通过调整流固耦合的网格大小,避免了耦合泄漏。实验结果表明,火箭发动机受到射流冲击后,会发生剧烈爆炸,推进剂完全反应,破片速度达4 700 m/s以上,距离发动机爆炸中心1 m处的空气超压达到19.78 MPa,爆炸中心温度达到3 000 ℃以上,该推进剂爆炸能量略高于常规炸药。模拟结果显示,射流以头部速度7000 m/s的速度冲击发动机壳体后,射流头部的尖端被严重烧蚀,且速度降至约5600 m/s;推进剂在受到射流侵彻1~2 mm后,发生剧烈反应;爆炸冲击波以球形沿圆柱孔装药传播,并通过圆柱形中心孔冲击另一侧推进剂,发生装药的二次冲击起爆,同时伴有回爆现象,在推进剂中心的高斯点出现了3次超压波峰;距离发动机中心1 m处高斯点的空气平均压力为18.75 MPa,与实验结果较为吻合。
  • 图 1  实验现场示意图及照片

    Figure 1.  The schematic diagram and photo of shaped charge jet to impact rocket engine

    图 2  聚能装药空射高速摄像照片

    Figure 2.  High-speed photos of shaped charge blasting

    图 3  聚能装药射流冲击发动机高速摄像照片

    Figure 3.  High-speed photos of the rocket engine initiated by the shaped-charge jet

    图 4  爆炸后的发动机固定钢架

    Figure 4.  The steel rocket engine fixing equipment after the explosion

    图 5  爆炸空气超压曲线

    Figure 5.  Blasting air overpressure-time curves

    图 6  射流成型及射流冲击发动机有限元模型

    Figure 6.  The finite element models for a jet forming and it impacting a rocket engine

    图 7  聚能射流成型过程

    Figure 7.  The process of jet forming

    图 8  聚能装药空射空气超压曲线

    Figure 8.  Air overpressure curves of shaped charge blasting

    图 9  发动机起爆初期压力云图

    Figure 9.  Pressure distribution in the engine at the initiation stage

    图 10  发动机冲击起爆过程中的压力分布及破损仿真

    Figure 10.  Simulation of pressure distribution and shell bursting during engine shock initiation

    图 11  推进剂回爆过程中发动机内的压力云图

    Figure 11.  Pressure distribution in the engine during the propellant retonation process

    图 12  发动机内4号高斯点的压力曲线

    Figure 12.  Pressure-time curve at the Gauss point 4 in the engine

    图 13  发动机内外高斯点压力曲线

    Figure 13.  Pressure-time curves at Gauss points inside and outside the engine

    表 1  爆炸产生的空气超压峰值

    Table 1.  Air overpressure peaks induced by blasting

    传感器编号距离/m聚能装药空射超压压力峰值/MPa射流冲击发动机超压压力峰值/MPa
    110.6547 19.78
    210.5262
    320.04324
    420.033493.014
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    表 2  爆炸产生的破片速度

    Table 2.  Velocities of blasting-induced fragments

    序号速度/(m·s−1
    14790.42
    24752.48
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    表 3  药型罩、发动机壳体和端盖材料模型

    Table 3.  Material models for the shaped-charge line, engine shell and end cover

    部件材料状态方程强度模型侵蚀准则
    药型罩Cu-OFHCShockSteinberg GuinanGeometric strain
    发动机壳体KevlarOrthoElasticGeometric strain
    发动机端盖Al-7039ShockJohnson CookGeometric strain
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    表 4  8701炸药JWL本构方程参数

    Table 4.  Parameters in JWL equation of state for the explosive 8701

    A/GPaB/GPaR1R2ω
    854.520.4934.601.350.25
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    表 5  推进剂Lee-Tarver本构方程参数

    Table 5.  Parameters in Lee-Tarver equation of state for the propellant

    R1R2ωA/GPaB/GPaIbaxG1cdyG2egz
    51.820.2909.5962.05440.2220.0141110.2220.6671.662000.3330.6672
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出版历程
  • 收稿日期:  2019-12-14
  • 录用日期:  2020-05-14
  • 网络出版日期:  2020-06-25

聚能射流对固体火箭发动机的冲击起爆

    作者简介:庞嵩林(1995- ),男,博士研究生,318101010024@njust.edu.cn
    通讯作者: 许进升, xujinsheng@njust.edu.cn
  • 1. 南京理工大学机械工程学院,江苏 南京 210094
  • 2. 中国航天科工集团公司第六研究院41所,内蒙古 呼和浩特 010010

摘要: 为研究聚能金属射流对固体火箭发动机的冲击响应,开展了聚能装药空射实验及某尺寸发动机在无防护情况下的射流冲击实验,使用高速摄影仪记录了爆炸响应过程,并测量了不同距离及方向的空气超压和破片速度。利用Autodyn有限元计算软件对实验过程进行了数值模拟,通过调整流固耦合的网格大小,避免了耦合泄漏。实验结果表明,火箭发动机受到射流冲击后,会发生剧烈爆炸,推进剂完全反应,破片速度达4 700 m/s以上,距离发动机爆炸中心1 m处的空气超压达到19.78 MPa,爆炸中心温度达到3 000 ℃以上,该推进剂爆炸能量略高于常规炸药。模拟结果显示,射流以头部速度7000 m/s的速度冲击发动机壳体后,射流头部的尖端被严重烧蚀,且速度降至约5600 m/s;推进剂在受到射流侵彻1~2 mm后,发生剧烈反应;爆炸冲击波以球形沿圆柱孔装药传播,并通过圆柱形中心孔冲击另一侧推进剂,发生装药的二次冲击起爆,同时伴有回爆现象,在推进剂中心的高斯点出现了3次超压波峰;距离发动机中心1 m处高斯点的空气平均压力为18.75 MPa,与实验结果较为吻合。

English Abstract

  • 固体火箭发动机是战场上常用的推进动力装置。随着固体推进剂的高能化,加入了HMX、RDX等炸药成分,在增加能量的同时,感度也随之增大,且由于战场环境的恶劣与复杂性,对发动机安全性方面的要求更高。因此,关于固体火箭发动机对来自外界的机械激励响应的研究,对固体火箭发动机的安全生产、运输及使用,有重要的意义。

    聚能装药是战场上常见的弹药种类之一,应用于各种高低初速火炮、火箭筒以及枪榴弹等武器[1]。因此无论是对于发动机内推进剂,还是战斗部中的炸药,关于聚能装药射流的激励响应,均有较多的研究。Held[2-4]提出并修正了关于射流引爆非均质炸药的Held判据,提出炸药感度常数k的概念。张超等[5]以空心装药为标准射流源,研究了3种典型固体推进剂在空心装药射流冲击下的易损性响应特性,分析了配方、射流源的冲击方向(轴向或径向)、装药尺寸等对固体推进剂易损性响应的影响。王建灵等[6]为了研究各种炸药射流感度,利用自行研制的射流源对多种炸药进行了射流感度的评定实验, 获得了多种炸药射流感度的顺序排列结果,并与文献值符合得很好;利用X光机获得了射流头部速度与隔板厚度的关系,并拟合了经验公式。王利侠等[7]研究了聚能射流对PBX炸药的引爆特性,使用两种不同的射流,分别对覆盖有两组不同厚度钢板的PBX炸药进行了撞击实验。张先锋等[8]基于凝聚炸药冲击起爆的Lee-Tarver模型, 利用AUTODYN有限元计算软件对夹层聚能装药作用过程进行了数值模拟。

    在本文中,对$\varnothing $170 mm×310 mm发动机进行了聚能射流冲击实验,并建立了聚能装药射流空射对照组。用AUTODYN软件对两次实验过程进行了数值仿真,以验证发动机响应过程中产生的空气超压以及破片速度。

    • 本文中,为了验证壳装固体火箭发动机装药,对聚能装药产生的射流冲击的响应,开展了聚能装药空射实验,以及聚能装药射流冲击起爆发动机实验。

      现场布局如图1所示,在实验台周边设有4个楔形自由场超压传感器,距离发动机距离分别为1、1、2、2 m,用来测量发动机推进剂反应产生的空气超压;在距离2.4 m的圆周位置处设有2个测速金属箔栅靶,测量发动机爆炸产生的破片速度。在距离爆炸中心约10 m处,将高频摄像机放置于带有观察窗(观察窗上覆盖有防弹玻璃)的防护屋内,对爆炸过程进行拍摄,采样频率为10 kHz。

      图  1  实验现场示意图及照片

      Figure 1.  The schematic diagram and photo of shaped charge jet to impact rocket engine

      实验中采用直径为56 mm的基准聚能装药,药型罩的材料采用高导无氧铜(Cu-OFHC),厚度为0.8 mm,锥角为60°,炸药采用RDX-8701高能炸药,装药量为203 g,该基准聚能装药炸高约为80 mm。圆柱形发动机($\varnothing $170 mm×310 mm)内填充某种高能固体推进剂,主要成分质量分数为:36%HMX,20%AP,18%-20%铝粉及黏合剂,密度为1.836 g/cm3,自行设计并加工了装药发射木架及发动机固定装置。将基准聚能装药在水平及垂直方向上固定在装药发射木架上并在装药尾端可加载8#雷管。发动机固定装置为钢结构,将发动机的铝制端盖嵌入钢架的孔槽中,从而达到固定的目的。发动机的水平轴线与聚能装药的轴线在同一高度,以保证射流冲击装药中心。聚能装药炸高为80 mm,以保证射流的成型,而不会因为距离过远,与空气相互作用,导致射流消耗与分散[9]。在射流预定冲击发动机位置的周围,缠绕有金属箔,用来测量射流的冲击速度。

    • 开展了聚能装药空射和聚能装药射流冲击发动机实验各一发,进行聚能装药空射是为了设立空白对照,以区别聚能炸药爆炸与发动机爆轰所产生的爆炸压力。高速摄影机拍摄到的2次实验过程照片如图23所示。

      图  2  聚能装药空射高速摄像照片

      Figure 2.  High-speed photos of shaped charge blasting

      图  3  聚能装药射流冲击发动机高速摄像照片

      Figure 3.  High-speed photos of the rocket engine initiated by the shaped-charge jet

      图2(b)来看,在300 μs前,聚能装药受到雷管激发,延其炸药圆柱体径向方向,向开放空域稳定爆轰,产生规则的半球状高亮白色区域,说明装药完全反应,并产生高温。高温物体,500 ℃时发暗红色,处于750 ℃时发橙红色,处于铁熔点1 535 ℃时发亮橙色,当温度再提高到3 000 ℃时发白色,到10 000 ℃则发蓝白色[10]。因此可以判断其反应温度应在3 000 ℃以上。而聚能装药的炸药量有限,由图2(c)可观测到,聚能装药将装药发射木架炸毁,大量高温爆炸产物向上方扩散,但由爆炸产物产生的高压高温区,未超出高频摄像机的拍摄区域。

      图3(b)观察到,在800 μs时,发动机已经发生剧烈的爆轰,其爆炸产生的高温高压区已有相当部分超出拍摄区域,从颜色判断,温度呈白色,应在3 000 ℃以上,但没有聚能装药爆炸初始时刻的温度高。从图3(c)观察到,在4 600 μs时,爆炸仍未结束,拍摄区域内完全被高温高压的爆炸产物所覆盖,爆炸产物呈现橙红色,温度应处于750~1 500 ℃之间。在爆炸结束后,爆炸产生的冲击波将装药发射木架完全摧毁,将钢制发动机固定装置上部破坏,如图4所示。

      图  4  爆炸后的发动机固定钢架

      Figure 4.  The steel rocket engine fixing equipment after the explosion

      弹药爆炸时,炸药反应所产生的空气冲击波超压以及弹药壳体因爆炸产生的高速破片,是对于轻装士兵主要的杀伤方式。因此,冲击波超压与破片速度是本次实验的2个测量数据。

      4个楔形超压传感器2次实验测得空气超压压力峰值结果见表1,序号记为p11p14p21p24,其中由于爆炸等原因,两个超压传感器在第2次爆炸中失效。实验中典型空气超压时程曲线如图5所示。

      传感器编号距离/m聚能装药空射超压压力峰值/MPa射流冲击发动机超压压力峰值/MPa
      110.6547 19.78
      210.5262
      320.04324
      420.033493.014

      表 1  爆炸产生的空气超压峰值

      Table 1.  Air overpressure peaks induced by blasting

      图  5  爆炸空气超压曲线

      Figure 5.  Blasting air overpressure-time curves

      表1中来看,聚能装药203 g高能炸药爆炸产生的空气冲击波,其超压从1m传播到2 m过程中,在1、3号传感器一侧,2 m处的峰值衰减为1 m的6.60%;在2、4号传感器一侧传播的空气冲击波,2 m处的超压峰值衰减为1 m处的6.36%。发动机7.8 kg高能固体推进剂爆炸产生的冲击波,从1 m处的19.78 MPa,衰减到3.014 MPa,衰减为1 m处压力的15.24%。聚能装药产生的冲击波压力约为发动机爆炸产生压力的5%乃至更低,对整体实验结果影响不大。

      由两次实验结果看出,炸药及推进剂爆炸冲击波在空气中传播的衰减呈现由快减慢,接近于对数函数衰减的趋势。在推进剂完全反应时,爆炸中心处的爆压可达到20 GPa甚至30 GPa以上[11, 12]。但经过1 m的开放空气域的衰减,其空气超压压力衰减为初始爆压的0.1%;经过2 m的开放空气域衰减,其空气超压压力衰减为初始爆压的0.01%。根据TNT爆炸相似率,空中爆炸超压Δp与比例距离$ \overline{R} $关系如式(1):

      $ \Delta p = \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} { - \dfrac{{0.152}}{{\overline R}} + \dfrac{{0.938}}{{{{\overline R}^2}}} + \dfrac{{2.019}}{{{{\overline R}^3}}}}&\quad\quad\quad \overline R {\text{≤}} 2.5\\ {\dfrac{{0.172}}{{\overline R}} - \dfrac{{0.122}}{{{{\overline R}^2}}} + \dfrac{{2.414}}{{{{\overline R}^3}}}}&\quad\quad\quad 2.5 {\text{<}} \overline R {\text{≤}} 20 \end{array}} \right.$

      式中:Δp为冲击波超压,单位为MPa;$ \overline{R} $为比例距离($ \overline{R}=r/\sqrt[3]{W} $r为爆心到测试点的距离,m;W为装药量,kg)[13]。由于8701炸药与TNT炸药的能量相似[14],故使用式(1)算得聚能装药RDX-8701炸药空射1 m处超压为0.645 MPa,2 m处超压为0.0875 MPa。在本文实验中,冲击波1 m处超压衰减的趋势与之基本相符,2 m处空气超压由于当地温度、湿度、场地设备等原因,与上式拟合结果并不理想。使用式(1)计算发动机爆炸1 m处的压强计算值为19.27 MPa,与实验值相比,为实验值的97.42%;2 m处的压强计算值为2.69 MPa,为实验值的89.25%。由此可见,推进剂所含的爆炸产生的能量略高于8701、TNT等常规炸药。

      冲击波超压虽然在空气中强烈衰减,但在距离爆心2 m处,其超压仍具有相当大的杀伤力。聚能装药空射2 m处所得超压较小峰值为33.49 kPa;射流冲击发动机爆炸2 m处所得超压峰值为3.024 MPa,为大气压的30.2倍。参考超压对人体的损伤,超压达到49 kPa,可造成肺挫伤、骨折、弥漫性心肌断裂等重伤;超压达到98 kPa,将直接造成人员死亡[15]。因此,由于聚能装药装药量小,在2 m处的冲击波杀伤能力已经不足;而发动机爆炸产生的冲击波在2 m处仍有相当大的杀伤能力,可致人员直接死亡。

      通过发动机上金属箔测得射流头部的速度约为6750 m/s。两个测速栅靶测得速度如表2。分析实验结果得出,由于发动机壳体是由碳纤维复合材料构成,其密度较轻。当爆炸的超高压作用在壳体上时,壳体在瞬间将受到甚至超过105 g以上的加速度,在2.4 m的位置,破片速度达到14马赫以上的高超声速。两靶速度相近,可考虑到,首先击中靶板的为同一种材料破片,且根据发动机周边物体材料得出,碳纤维复合材料壳体密度最轻,且受力面积最大,在同样压力条件下,壳体将会受到更大的压力,得到更大的加速度,从而应最先达到靶板。

      序号速度/(m·s−1
      14790.42
      24752.48

      表 2  爆炸产生的破片速度

      Table 2.  Velocities of blasting-induced fragments

    • 应用非线性显式有限元动力分析软件AUTODYN,分别对聚能装药射流的成型过程与发动机受射流冲击爆炸过程进行仿真。由于聚能装药为轴对称结构,因此采用二维轴对称单元建立射流成型模型,采用三维1/2轴对称单元建立发动机径向受射流冲击模型。

      药型罩、发动机壳体与端盖材料状态方程,强度模型与侵蚀准则[16],如表3所示,材料参数取自AUTODYN标准材料库。8701炸药选取JWL本构方程进行描述:

      部件材料状态方程强度模型侵蚀准则
      药型罩Cu-OFHCShockSteinberg GuinanGeometric strain
      发动机壳体KevlarOrthoElasticGeometric strain
      发动机端盖Al-7039ShockJohnson CookGeometric strain

      表 3  药型罩、发动机壳体和端盖材料模型

      Table 3.  Material models for the shaped-charge line, engine shell and end cover

      $ p=A\left(1-\frac{\omega }{{R}_{1}V}\right){e}^{-{R}_{1}V}+B\left(1-\frac{\omega }{{R}_{2}V}\right){e}^{-{R}_{2}V}+\frac{\omega {E}_{0}}{V} $

      式中,p为爆轰产物压力,Pa;V为爆轰产物的相对比容;E0为初始体积能量,J·m−3或Pa;ABR1R2ω为常数[17]。8701炸药JWL本构方程参数取值[14]表4所示。推进剂选用Lee-Tarver本构模型进行描述。Lee-Tarver本构模型包含反应产物及未反应物的JWL本构方程,以及点火增长模型方程:

      A/GPaB/GPaR1R2ω
      854.520.4934.601.350.25

      表 4  8701炸药JWL本构方程参数

      Table 4.  Parameters in JWL equation of state for the explosive 8701

      $ \frac{d}{dt}=I{\left(1-\right)}^{b}{\left(\frac{\rho }{{\rho }_{0}}-1-a\right)}^{x}+{G}_{1}{\left(1-\right)}^{c}{}^{d}{P}^{y}+{G}_{2}{\left(1-\right)}^{e}{}^{g}{P}^{z} $

      式中,λ为推进剂反应度;t为炸药反应时间;ρ为密度;IbaxG1cdyG2egz是常数[17]。推进剂的Lee-Tarver本构方程参数取值[12]表5所示。

      R1R2ωA/GPaB/GPaIbaxG1cdyG2egz
      51.820.2909.5962.05440.2220.0141110.2220.6671.662000.3330.6672

      表 5  推进剂Lee-Tarver本构方程参数

      Table 5.  Parameters in Lee-Tarver equation of state for the propellant

    • 在建立射流冲击发动机模型中,采用分步建模的方法。仿真有限元模型如图6所示,图中省略部分空气域。

      图  6  射流成型及射流冲击发动机有限元模型

      Figure 6.  The finite element models for a jet forming and it impacting a rocket engine

      第一步,射流成型过程。采用二维轴对称单元建立1/2聚能装药模型,并建立了空气域,对炸药、药型罩及空气域进行Euler网格划分。使用中心点起爆方式,在空气域中距离药型罩1 m及2 m位置,设立高斯点,记作p31p32,用来测定该位置的超压随时间的曲线过程。

      第二步,射流冲击发动机及发动机反应过程。将射高达到80 mm时的二维射流,进行2D-3D的映射,采用三维对称单元建立1/2射流模型,速度等初始条件将一并映射到3D模型中;使用ICEM CFD前端处理软件,为发动机壳体及上下端盖绘制较高质量网格,将网格通过. geo格式文件导入AUTODYN;在发动机内部设立1~4号高斯点,观察推进剂反应过程;在空气域内,距离发动机1 m处设置5~7号高斯点,用来测定该位置的超压随时间的曲线过程。

      在射流冲击发动机仿真过程中,射流、壳体、端盖为Lagrange网格,将推进剂网格填充进空气域,设置为Eular网格。由于涉及到多次流固耦合问题,为避免耦合泄漏,故要求射流、壳体的Lagrange网格单元厚度大于Eular网格的厚度,厚度比接近2∶1时,几乎没有耦合泄漏出现。设置Eular空气域网格厚度为渐变式,数量为600×60×160,共计5760000个Eular网格,其中,需要与Lagrange网格耦合部分厚度为0.6 mm,其余网格厚度逐渐变长。壳体网格厚度为1.2 mm,以保证射流与推进剂、推进剂爆炸产物与壳体两个流固耦合过程,几乎无耦合泄漏。

    • 聚能射流成型过程如图7所示。药型罩在装药起爆4.2 μs后开始受到冲击波的压缩,向中心轴线方向汇聚塌缩。在5.4 μs时,射流头部雏形形成,并由于药型罩的塌缩,向中间增添质量而逐渐增大。在11.7 μs时,射流已基本成型,射流头部顶端已达到原药型罩端口,并进一步向前加速发展,由于头部速度远远大于原药型罩及射流中部、尾部速度,头部呈锥形加速突出。在23.2 μs时,射流达到80 mm炸高,头部开始接触发动机壳体。仿真得到其头部平均速度约为7000 m/s。

      图  7  聚能射流成型过程

      Figure 7.  The process of jet forming

      仿真聚能装药空射,距离发射点1 m及2 m处空气超压曲线如图8所示。1 m处空气压力峰值为0.6253 MPa,与实验所得,以及通过TNT空气超压相似律所求得的空气超压数据基本一致;2 m初空气超压峰值为0.07284 MPa,与通过TNT空气超压相似律所求得的空气超压数据基本一致,与实验数据有所偏差。

      图  8  聚能装药空射空气超压曲线

      Figure 8.  Air overpressure curves of shaped charge blasting

    • 由仿真过程得到,射流头部以约7000 m/s的速度接触发动机壳体,头部通过壳体后,尖端受到严重烧蚀,速度降为5600 m/s,头部中心速度未下降。在接触发动机外壳约1 μs后,推进剂表面受到射流的冲击,开始发生起爆反应,产生球面冲击波,向另一侧推进剂及轴线方向传播,压力云图(省略空气部分)如图9所示。

      图  9  发动机起爆初期压力云图

      Figure 9.  Pressure distribution in the engine at the initiation stage

      当冲击波传播至推进剂装药圆柱形孔边缘处,冲击波速度与压力分成两种情况:中心处冲击波发展到孔边缘后,无推进剂继续反应保持冲击波压力,冲击波在空气域处于衰减趋势。边缘冲击波沿推进剂持续反应,在轴线方向上,向发动机上下端盖方向发展,压力云图(省略空气部分)如图10(a)所示,直至推进剂端面,并将压力作用在端盖上;在射流冲击方向上,冲击波沿两侧推进剂发展的同时,将压力作用在发动机壳体上,壳体从射流冲击产生的洞开始膨胀破坏,如图10(b)所示。当冲击波通过中间圆柱形孔,冲击到另一侧装药时,装药发生二次冲击起爆,产生新的冲击波阵面,旧的波阵面不断衰减,而新的波阵面由于有推进剂不断反应,速度高于旧冲击波速度,新的波阵面更为突出;与此同时,由于就波阵面经过空气域衰减,对另一侧推进剂的冲击压力约为6.5 GPa,处于弱加载条件,且在起爆面后存在大量未反应装药,满足产生回爆现象的条件[18],压力云图(省略空气部分)如图11所示,可以清晰看出,在向前传播波阵面产生的同时,产生了一道反方向的冲击波,但压力没有前者高。4号高斯点的压力曲线如图12所示,在16.6 μs的第一个波峰是来自左侧经过空气衰减的旧冲击波产生的;在19.5 μs的第二个波峰是由于旧冲击波碰到推进剂固体壁面而产生了一定的波面反射,造成了一定区域内的压力上升;在20~22 μs的第三个波峰是由于回爆现象产生的冲击波造成的。

      图  10  发动机冲击起爆过程中的压力分布及破损仿真

      Figure 10.  Simulation of pressure distribution and shell bursting during engine shock initiation

      图  11  推进剂回爆过程中发动机内的压力云图

      Figure 11.  Pressure distribution in the engine during the propellant retonation process

      图  12  发动机内4号高斯点的压力曲线

      Figure 12.  Pressure-time curve at the Gauss point 4 in the engine

      1~3号高斯点压力曲线如图13(a)所示。由结果所示,由于推进剂中间段对称,1、3号压力曲线几乎重合,推进剂在发动机内2号高斯点初始起爆压力为22.03 GPa。1,3号高斯点由于边界稀疏波等原因,未达到稳定爆轰压力40 GPa以上,峰值压力为23.77 GPa。5~7号高斯点压力曲线如图13(b)所示,由于端盖及发动机不完全对称,三个高斯点压力略有不同,5-7号高斯点峰值分别为17.75 MPa、18.61 MPa和19.89 MPa,平均值为18.75 MPa,与实验数据较为吻合。

      图  13  发动机内外高斯点压力曲线

      Figure 13.  Pressure-time curves at Gauss points inside and outside the engine

    • 对于发动机进行了射流冲击响应实验,并进行聚能装药空射实验做为空白对照组;对两次试验过程进行了数值仿真模拟,得出如下结论:

      (1)无防护措施的固体火箭发动机,在5 m范围内无遮挡物的场地中,受射流的冲击作用,剧烈反应,发生爆轰现象,在距离爆炸中心1 m处,超压约为19.78 MPa。聚能装药产生的冲击波压力约为发动机爆炸产生压力的5%乃至更低,对整体实验结果影响不大。

      (2)在仿真流固耦合作用过程中,通过调整网格厚度,避免了流固耦合网格泄露问题。仿真得出,距离发动机爆炸中心1 m处的平均压力为18.75 MPa,仿真实验二者拟合较好。其中,在仿真中,空气域假设为空间无限、无反射域。

      (3)仿真过程中,较清晰地显示了射流的形成过程以及推进剂的响应过程。在推进剂响应过程中,冲击波冲击另一侧推进剂时,满足回爆现象发生的条件,通过压力云图及压力曲线证明了回爆现象的发生。

参考文献 (18)

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