管道燃气快烤装置燃烧过程数值仿真及结构参数影响分析

快烤试验装置作为快烤试验的重要组成部分,其产生的火焰温度对试验结果有很大的影响;为设计管道燃气快烤装置,利用Fluent软件、采用SST k-ω湍流模型和非预混燃烧模型,开展管道燃气装置燃烧过程仿真和关键结构参数对火焰温度及其均匀性的影响规律研究;选择3个关键参数即管道间距h 1、火孔孔径Φ、火孔孔距h 2,设计了三因素三水平正交试验进行仿真;研究结果表明:在管道直径确定的条件下,管道间距是影响管道燃烧器火焰温度均匀性的最主要因素,其次是火孔间距,火孔孔径是影响火焰温度均匀性的最次要因素;管道燃烧器上方不同高度处火焰温度均匀性对应的最佳结构参数并不相同。

浇注PBX的低易损性能研究

通过快速烤燃、枪击感度、冲击波感度等试验 ,研究了浇注PBX的低易损性能 ,并将浇注PBX的作功能力和爆炸威力与TNT基混合炸药进行了对比 ,结果表明 ,浇注PBX的低易损性能和作功能力以及爆炸威力都显著优先于TNT基混合炸药。

一种弹体排气缓释结构设计方法与试验研究

弹体排气缓释结构是提升武器弹药热安全性的重要方法之一。文中基于弹体内炸药分解、燃烧引起的压强增长率与排气孔压强释放率之间的平衡关系,设计了一种弹体排气缓释结构,并利用自行设计的烤燃试验装置,以熔铸炸药RHT-1为研究对象,试验研究了慢速烤燃和火烧条件下排气缓释结构的作用效果。结果表明,排气缓释结构显著的降低了熔铸炸药火烧时的反应等级,同时延长了其慢速烤燃时的反应时间,相对地提高了熔铸炸药慢速烤燃时的安全性。研究结果可为弹药的装药设计提供参考。

火烧试验中不同尺寸PBX-2的响应规律

采用加强约束的方式对几种不同尺寸的PBX-2炸药进行火烧试验,用热电偶测试了样品内部不同位置的温度变化过程,通过冲击波超压测量了不同尺寸炸药样品的反应程度,分析了不同尺寸PBX-2炸药在火烧试验中的响应规律。结果表明,在相同的壳体厚度以及一定的约束强度下,PBX-2的尺寸越小反应越强烈,尺寸越大反应越弱。

加速老化PBX-6炸药件的火烧实验研究

为了解老化对炸药件热安全性的影响,开展了PBX-6炸药件在温度65℃、时间180和365d的加速老化实验,建立了100mm炸药件火烧实验方法。对加速老化前后的PBX-6炸药件进行了带内外壳约束的火烧实验。用热电偶和温度测试系统记录测试位置的温度变化,使用高速相机拍摄火烧过程。根据实验结果分析炸药件在老化前后的热安全性变化。研究结果表明,在相同的热辐射和热传导作用下,加速老化炸药件比未老化炸药件更早地发生热分解反应。PBX-6炸药件老化时间越长,烤燃时间越短,烤燃温度越低,爆燃后对烤燃弹外壳和圆筒的破坏程度更大,其热稳定性降低,烤燃弹热安全性下降。

装药结构热安全性试验方法及其特点分析

目的在装药结构的热安全性试验时选择合理的加热方法。方法从燃料、加热速率、温度范围、温度可控性、温区可控性、对试件影响等方面对开放油池火烧、可控喷射火烧、红外辐射灯阵、电加热带、电加热箱等常用的加热方式进行对比分析。结果对于快烤加载,红外辐射灯阵兼具开放油池火烧和可控喷射火烧的优势,能够实现温度为800~1200℃、升温速率不低于200℃/s、温度控制偏差不大于5%的模拟火烧温度稳定控制,且具备清洁环保的优势;对于慢烤加载,红外辐射灯阵兼具电加热带和电加热炉加载的优势,能够实现温升速率3.3℃/h~1.0℃/min可调节,加热温度不低于400℃,温度分区不低于4个的分区慢速烤燃温度控制,且不会给试样反应等级带来额外影响。结论合理选择慢烤、快烤加热方式,避免对装药结构的反应等级产生影响,是装药结构的热安全性试验时需重视的一个问题。

快/慢烤试验中复合推进剂内部温度场的分布

为了研究不同烤燃条件下复合推进剂(PBT/HMX/Al/AP/BU)的响应特性,采用DSC研究了复合推进剂及单组分的热分解特性。复合推进剂的初始分解温度为187.27℃,单组分中BU初始分解温度最低,为192.95℃,表明复合推进剂的热分解过程是从BU开始;分别测量了在快/慢烤试验中,复合推进剂内部温度的变化。结果表明:1)快烤试验中,样品内部温度分布极不均匀。点火90 s后,样品发生反应,此时样品中心的温度为85℃,钢管端盖破裂,样品发生燃烧反应。2)慢烤试验中,样品内部温度分布均匀,几乎无温度差,样品发生反应时,样品内部温度与环境温度均为133℃,试验后样品钢管完全破碎,样品发生了爆轰。由此可见,慢烤试验中,由于样品内部温度分布均匀,发生反应时,大部分样品都处于临界反应温度,一旦激发,破坏效应比快烤试验更严重。

自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性试验

针对一种自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性进行了试验研究,搭建了固体火箭发动机的快烤试验平台,进行了自由装填固体火箭发动机的快烤试验,并对被试发动机的快烤试验过程和试验结果进行了分析。通过被试发动机快烤试验过程的分析,获得了被试发动机的分阶响应特性和各阶段的响应时间。结果表明,被试发动机的响应过程可划分为两次响应和三个阶段,两次响应分别为发动机点火和发动机解体,三个阶段依次为温度建立阶段、第一响应阶段和第二响应阶段。通过对被试发动机的解体过程和剩余装药残骸的分析,获得被试发动机的解体机理。结果表明,在外部加热的持续作用下,装药头部的推进剂来不及燃烧,在自分解作用下发生了装药结构破坏并点燃,导致装药燃面增大,发动机压强上升,最终导致发动机解体。

固体火箭发动机易损性试验研究

为了研究某固体火箭发动机的易损性,提出了适用于发动机的3项易损性试验方案和响应类型判定方法。根据试验方案搭建了试验系统,开展了固体火箭发动机快速烤燃、慢速烤燃、子弹撞击3项易损性试验。通过对试验现象的分析,依据响应类型判定方法得出发动机对于各项试验的响应类型,得到发动机易损性结论。结果表明:易损性试验方案合理可行,对固体火箭发动机以及不敏感弹药的易损性评估具有一定的参考和借鉴意义。

聚奥-9C装药的引信传爆管快速烤燃实验及数值模拟

为研究引信传爆管在快速烤燃作用下的热响应规律,对考虑导爆药柱作用的聚奥-9C(JO-9C)装药的引信传爆管进行了快速烤燃实验。利用Fluent对引信传爆管在60 K/min升温速率下快速烤燃过程的热响应规律进行了数值模拟,并与烤燃实验结果进行了对比验证,标定了JO-9C的活化能与指前因子,分别为1.69×10~5J/mol与2.1×10^(15)s^(-1)。基于引信传爆管的快速烤燃实验和模型参数,对15、35、75 K/min三种不同升温速率下引信传爆管的快速烤燃过程进行了数值模拟,结果表明:在引信传爆管点火时,传爆药柱先发生热反应,引起导爆药柱发生爆燃;在不同的升温速率下,点火位置均在传爆药柱边角;随着升温速率的增加,点火时传爆药柱边角处温度增加。