固体火箭发动机点火药量的计算
第23卷第4期
文章编号：（2000）1006-279304-0005-03
固体火箭技术
JOurnaI Of SOIid ROcket TeclnOIOgy
VOI.23NO. 42000
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固体火箭发动机点火药量的计算
屠小昌，王建生
（中国航天机电集团公司210所，西安
710065）
!
摘要：通过对点火过程及数学模型的描述，以气体状态方程计算点火药量的公式为基础，提出了一个新的点火药量计算经验公式，并讨论了公式的应用情况和使用范围。关键词：固体推进剂火箭发动机；点火；点火药量计算+中图分类号：V435
文献标识码：A
! 引言
点火药量的确定是固体火箭发动机点火装置能量释放系统设计的一项重要内容。点火药量偏大，会导致初始点火压强峰过高，使发动机的性能降低，严重时可造成发动机爆炸；点火药量偏小，可使发动机点火延迟期增加，严重时可造成发动机瞎火，这两种情况均是发动机点火装置设计所不允许的。然而，固体火箭发动机点火药量的精确计算是很困难的，因为影响点火药量的因素很多，如点火药的种类、装药的点燃性能、装药结构和发动机结构参数等，都对点火药量的大小有明显的影响。目前，常用的气体状态方程、流量公式、经验和半经验公式初步估算点火药量，然后结合发动机模拟点火试验和真实发动机点火试验，最终调整确定实际点火药量，即确定点火药量的基本方法是估算尝试法。这种确定点火药量的方法与初始估算点火药量的准确性有很大的关系，估算较准确，少量试验即可达到目的，否则可能需要大量的试验，从而延误研制进度，增加研制经费。因此，寻找一个较准确的点火药量计算公式显得十分必要。
发火元件被a. 发火阶段。当接到点火指令时，
激发，发火元件内的引火药被点燃，之后引火药的火焰点燃加强药。
b. 点火药燃烧阶段。发火阶段产生的高温火焰直接作用到点火药，点火药被引燃，并产生高温气体和一定数量的炽热粒子。
炽热粒子c. 装药点燃阶段。点火药燃气扩散，喷出并与主装药表面接触，便以对流、传导和辐射方式向主装药传热，提高了主装药表面温度，并且主装药受热最严重的地方首先被加热到发火点温度，开始了点火。若条件具备，接着便产生初始火焰向整个装药传播，主装药进入正常燃烧，点火过程完成。
上述三个阶段并不是截然分开的，很难明显区分，这里为了分析方便，分别论述。
完成点火过程所需的时间称为固体火箭发动一般规定! di 为从机的点火延迟期! di 。在工程上，
发出点火指令到发动机燃烧室压强上升到某一规定值的时间。点火延迟期是衡量发动机点火性能的主要指标，对某一固体火箭发动机而言，若点火延迟期超过规定值时，便认为该发动机点火不可靠。" . "
数学模型
从数学上可把点火延迟期! di 分成! 1和! 2两部分时间，即
! di " ! 1#! 2
（1）
" 点火过程及数学模型
" . !
点火过程
发动机点火过程是指从发动机接通点火指令到进入稳定工作之前的一段历程。一般可分为以下三个阶段：
!
收稿日期：2000-06-01。
作者简介：屠小昌（1964-），男，高工，从事固体火箭发动机点火系统设计。
—5—
2000年l2月固体火箭技术第23卷
" " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " 式中
是指从t di 为点火延迟期；! l 为发火延迟期，
点火指令发出到点火药燃烧产物触及装药燃烧表面的时间。对某一特定点火装置，这部分时间是固定的；是指从点火药产物与! 2为装药点火延迟期，
装药燃烧表面接触起到装药正常燃烧，发动机燃烧室压强达到某一规定值时的时间。
由于对某一特定的点火装置，发火延迟期! l
是固定的，因此装药的点火延迟期! 2便是发动机点火延迟期t di 的关键部分。假设点火燃气瞬时充! . #修正气态方程计算点火药量
本文认为点火药燃烧时产生的炽热粒子，参与
了整个点火过程。虽然炽热粒子并不像燃气一样能迅速扩散到所有装药表面，对整个装药表面加热，但在它喷到装药表面上后，即主要以传导方式直接加热所接触的局部装药，并能直接引燃这局部表面装药。因此，炽热粒子的点燃作用可以想像为相当于另外一部分点火药燃烧、生成燃气，产生了假想部分燃气压强，与实际点火药燃气压强共同作满燃烧室空间，燃气对装药表面的热变换为一元问题，装药为半无限大物体，燃气遵守理想气体定律，忽略单位体积装药在单位时间内的固相反应热，则根据温度点火准则和气相点火传热理论，经推导可
得装药点火延迟期! ［2
l ］为! （T 2
2=" " c 4a p d -T 0）（T g -T （2）
0）
! 点火药量计算公式
! . "
气态方程计算点火药量
式（l ）、式（2）和气相传热点火理论只能对影响点火的因素加以定性说明，并不能推导出点火药量的计算公式，但指出了推进剂点火所需能量与点火燃气压强有密切关系，当压强升高到一定值时，所需的点火能量就与压强无关，且达到最小值。因此，当点火药燃烧产物能量生成率和点火药燃烧时间合适时，可以根据点火装置产生的燃气在发动机燃烧室中所建立的压强值（称为点火压强P ig ）来确
定点火药量。当喷管堵盖的爆破压力较高或喉径很小时，可认为燃烧室自由容积是一密闭容器，若忽略燃气的热损失，大多数情况下用气体状态方
程［l ］来求点火药量m ig ：
P ig =（l -$）RT ig m ig （/MV c ）
（3）
式中
P ig 取值与推进剂的临界燃烧压强P cr 相同，
一般情况下，双基推进剂P cr =4.5Mpa ，复合推进剂P cr =l.5Mpa 。
但气相传热点火理论和式（3）忽略了点火药燃烧产物中炽热粒子对推进剂点火的影响，而炽热粒子的能量是比较高的，占点火药燃烧产物能量的相当一部分，所以用式（3）求得的点火药量一般偏大，尤其对采用粒子型或片（环）状点火药更是如此。
—6—
用，一起完成整个装药的点火，所以实际的点火药量比用式（3）计算的点火药量要小。考虑点火药燃气粒子作用后，式（3）可修正为
P ig =（l -$）RT ig m ig （/MV c ）+P ie
（4）
变换式（4）有
m （P ig =
ig -P ie ）MV c
l -$RT ig
令
P ig -P ie =P ig /K
则有
m =
P ig MV K （l -$）RT （）ig
5式中
P ie 为点火药炽热粒子产生的假想部分燃气
压强；K 为修正系数。本文认为K 主要与发动机的装药结构形状密切相关，由式（6）确定。K ! l ，若计算值K
K =0. 30
（L D （）
N
6其中
D A N =（2
p "
（7）式中L p 为装药长度；D N 为装药初始当量直径；
A p 为装药内孔初始通气面积。对于头部
（前部）点火方式，要求在计算中取最小截面值；对于多根装药，取单根内孔的初始通气面积。
$应用情况
用式（5）对几种不同型号的发动机点火药量进
行了反验算和指导计算，结果表明计算值和实际值都很接近（见表l ），证明式（5）有一定的实用性和普遍性。
2000年12月屠小昌等：固体火箭发动机点火药量的计算第4期
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表1
Tab.1
几种发动机点火药量计算值及实际值比较
误差" ig1-" ig2
（/ ）" ig1
8.3-10.7-6.1-0.3-112.32.4
Comparison between the computed and actual masses of ignition charge for some rocket motors
发动机类别
发动机直径! c /cm 65.415.76.86.816.216.220.0
推进剂种类
双基改性双基双基双基复合复合复合
计算值" ig1/g 216750.63.773.0922.513.320.5
实际值" ig2/g 20005643.1251320.0
地空导弹助推发动机地空导弹发动机集束火箭助推发动机集束火箭主发动机地空导弹单室单推力地空导弹单室双推力地空导弹单室双推力
5结束语
由于本文导出的公式仍是一个经验估算公式，并有一定假设前提条件，因此公式有一定的应用范围限制，其具体限制范围条件如下：
发动机直径不大于a. 中小型战术发动机，
由于发动机700mm 。当发动机直径大于700mm 时，
直径较大，则相应喷喉较大，喷管堵盖承压较小，装药能够承受的点火冲击能力可能有所减小，若点火器仍用粒子型或片（环）状的点火药，由于该种点火药的初始燃面较大、燃速较高，则可能形成对发动机过高的点火冲击，破坏装药结构，造成装药异常燃烧，因此一般不宜使用。对该种发动机，常采用点火发动机形式点火，点火发动机的点火药（或叫
点火装药）一般与发动机装药相同，点火装药燃烧产物几乎不存在凝相粒子，判断发动机是否点火的准则与以点火压强作为评判标准的中、小型发动机不同，而是用点火质量流率和加热时间来确定的，实现对发动机的软点火；
（环）状的黑火药b. 点火药要采用粒子型或片
或烟火剂；
c. 采用喷管堵盖方案的发动机；
隔热性能良d. 发动机结构件采用绝热层结构，好。
参考文献
［1］王光林，蔡峨，等. 固体火箭发动机设计［M ］. 航空专业
教材编审室.
Ignition Charge Mass Calculation for
Solid Rocket Motors
TU Xiao-chang ，WANG Jian-sheng
（The 210th Research Institute of CAMEC ，Xi ’an 710065，China ）
Abstract ：With the description of the ignition process and the mathematicai modei and based on previous formuia of the
ignition charge mass deriven from the gas condition eguation ，a new empiricai formuia is put forward and its effective and appiicabie scope is discussed. Key words ：soiid propeiiant rocket engine ；ignition ；ignition charge mass caicuiation +
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固体火箭发动机点火药量的计算
作者：作者单位：刊名：英文刊名：年，卷(期)：被引用次数：
屠小昌， 王建生， TU Xiao-chang， WANG Jian-sheng中国航天机电集团公司210所,西安,710065固体火箭技术
JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY2000,23(4)3次
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