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中国航天第三专业信息网第27届年会航天动力技术发展与应用学术会议论文集 某主发动机攻关改进及可靠性验证 马东雷杨久林朱长河 (沈阳航天新光集团军品事业部，沈阳1】0043) 摘要：某小型防空导弹动力装置由可分离的发射发动机和单室双推力主发动机串联组成。主发 动机在设计时集纳了同类发动机的优点，在研制中又针对出现的故障进行了攻关改进，通过各项工程 研制试验和专项加严试验考核证明，主发动机设计固有可靠性较高。本文有关设计分析和故障解决措 施对同类发动机设计有一定参考价值。 主题词：主发动机；攻关改进；可靠性验证 1结构设计特点 某主发动机为我厂近年来重点研制型号，是某便携式防空导弹的主级动力装置。该发动机没计上借 鉴了国内外同类产品的先进技术，同时采用了我厂现有其它型号的成熟成果，具有较好的先进性和继承 性。其结构设计具有如下特点： 1．1药柱改进 同类发动机研制期间出现点火瞬间高压解体故障，均发生在飞行试验过程中，尤其是高温试验中， 时间都在主发动机工作0．16s～0．36s之间。虽然未证明由该装药不正常工作导致故障．但装药正常工作 与否对发动机工作具有举足轻重的影响。因此结合该攻关过程对现装药设计上进行了重大改进，以提高 装药工作的可靠性。 1．1．1自由装填单根药柱方案 该发动机为单室双推力，推力比约为3，5：1。其装药设计一般有两种方法：～种是采用分体式两级 装药，一级大推力通常由内7L燃烧形药柱实现，并粘接固定在发动机内；另一种为通过单根药柱外侧面 包覆开槽设计实现一级大燃面方案。针对日前使用方对小型导弹发动机日益增多的延寿需求，采用自由 装填方案可更容易实现延寿维修方案。同时单种配方袈药更容易生产实施和质量控制，尤其是前者较后 者增加了对一级药柱的粘接固定可靠性的检测和质量控制等环节，因此我们选择了后者即单根整体药柱 方案。 1．1．2整体包覆套结构 我国目前同类型号发动机的装药包覆套在头帽与直筒连接处有一环向接缝，一般在生产中均是装 药浇注完包覆直筒后再人工粘结包覆头帽，粘结后无法对粘结面内部质量作进一步检查，而涂胶量的控 97 马东雷等：某主发动机攻关改进及可靠性验证 制受人为因素影响较大．粘结固化中加压受限，不均匀。这种生产方法造成产品质量一致性差。 原装药包覆套在头帽与直简连接处有一环向接缝，～般在生产中均是装药浇注完包覆直筒后再人工 粘结包覆头帽，粘结后无法对粘结面内部质量作进一步检查，而涂胶量的控制受人为因素影响较大，粘 结固化中加压受限，不均匀。这种生产方法造成产品质量一致性差。在采用装药头部与发动机连接状态 的冲击过载下，头帽有局部脱开的趋势。改进后装药包覆套为整体结构，包覆套尺寸由模具保证质量～ 致性好，均经检测合格后再用于装药生产。模压粘接工艺较手工粘接使产品可靠性得到提高。同时包覆 套尾部带有嵌槽结构，提高了包覆层的抗冲击能力和剥离强度。 1．1’3选用成熟推进剂 原装药采用了丁睛羧推进剂，贮存后装药中存在组分迁移等现象，影响内弹道性能满足总体要求的 可靠性。改进后装药采用了目前广泛使用的丁羟复合推进剂，其贮存后性能变化较小。 Li．4改善药柱受力和燃气通道 药柱头部限转、中部台阶定位，改善了药柱受力状态，限制药柱轴向过载一F的伸长变形：药柱尾端 大倒角设计，进一步减小了喉通比。 1．2挡药板改进 由于导弹总体要求主发动机末尾有～个船尾收敛段．受发动机外形限制，装药的末尾也相应有一个 圆锥段。在进行发动机装药一级工作段外侧面燃烧时的燃气通道设计时，既要考虑提高装药装填系数， 又要考虑满足通气参量要求。经过装药受力计算，导弹飞行过载下装药的自由伸长量可达约]0ram左右， 随着药柱的伸长将使燃气通道减小并导致侵蚀燃烧的产生和加剧，当发动机工作初始温度提高tf亓药柱的 直径加大也会造成燃气通道的减小。因此，挡药板设计状态应为：药柱尾端面接触挡药板轴向限位后， 在极限高温下药柱直径上限的燃气通道应不会造成侵蚀燃烧，一般依据通气参量∞≤‰，(燃通比￡=孚， 一， 毋