1、固体火箭发动机电子式安全点火机构研究2005 年第 1 期(总第 37 期)桂林航天工业高等专科学校JOURNALOFCUII.JNCOLLEGEOFAEROSPACETF,CHNOIJ3GY 机电技术应用固体火箭发动机电子式安全点火机构研究卢江合+孑 J,勇(中国航天科技集团第四研究院 401 所陕西西安 710025)摘要文章介绍了一种新型的用于固体火箭发动机的电子式安全点火机构.它全部采用电子线路控制,结构简单,通用型强,能够满足各种类型发动机点火需要,解决了以往机械式及机电式安全点火机构在结构原理上的限制与缺陷,同时可以将其应用推广到其它领域.在理论与实际中都具有很大的价值和意义.关键
2、词电子点火;安全点火机构;箔击雷管;固体火箭发动机点火装置中图分类号:TP271+.51 点火机构概述目前用于武器上的安全保险机构从结构原理上可分为:机械式,机电式与电子式安全点火机构.传统的机械式安全点火机构(MSAD:MechanicalSafeAmaingDevice)和机电式安全点火机构(MESAD:MechanicalElecrticalSafeAITningDe-vice),其与点火药盒问都是通过机械隔爆机构,从物理结构上隔断点火路径的,然后依据环境条件通过机械结构或电机移动隔爆机构接通点火回路解除保险.由于结构原理的限制,此类保险机构必然存在而且体积大,质量重,造价高,通用性差等
3、问题,在一定意义上不能满足现代武器.特别是导弹安全性,机动性,准确性和精巧性的发展需要,例如某些导弹不允许发射前在地面提前解除保险,而是飞行一定距离后根据要求在空中解锁;还有一些战术小型导弹,它们的发动机都要求很小的安全点火机构,这给制造极小的机械式安全装置也带来了一定困难或较高代价._5J安全机构中点火器件常采用包裹在熔丝(fuse)上的敏感炸药,其发火原理是根据 Q=I2Rt 原理,当流过熔丝的电流大于其熔断电流时,熔丝熔断,利用热量引燃炸药,进而点燃推进剂.由此可能存在因高温,剧烈震动,静电或电磁干扰带来危险性,引起不安全点火.为了解决上面提出的问题,我们研制了一种电子式安全点火机构(F
4、_SAD:ElecrticalSafeArmingDe.vice),利用逻辑控制电路控制点火时高压(电压 2.5kV 一 3.0kV)电容快速充电和瞬间放电(电流约25o0A)来使桥箔在极端时间内汽化变为等离子体,同时使密封空间内的气体迅速膨胀产生高压冲破反射片,被加速的飞片以极高的速率撞击钝感炸药爆炸,进而引燃推进剂,其依据是动量定理.由于其采用电子控制,反应时间快,结构简单,可采用模块化设计,通用性强,而且采用钝感炸药,故可大大提高发动机点火的可靠性.2 电子式安全点火机构设计2.1 系统组成电子式安全点火机构在物理结构上由保险机构和点火装置组成.保险机构为逻辑控制电路.点火装置包括点火电
5、容,真空高压开关和箔击雷管(EFI:ExplodingFoilInitiator).见图 1.+卢江合(1973 一),从事固体火箭技术自动化测试技术研究,工程师.图 1 电子式安全点火机构结构图272005 年第 1 期(总第 37 期)桂林航天工业高等专科学校JOURNALOFGUILINCOI1.FEOFAEROSPACETECHNOLOGY 卢江合孙勇/ 文术2.2 逻辑控制电路设计,工作原理及关键技2.2.1 逻辑控制电路设计如图 2.图 2 电子式安全机构控制电路设计2.2.2 逻辑控制电路工作原理该电路 DCDC 转换器部分实际上由变压器1fI,二极管 DI,电容 CI 及开关
6、QI 组成.当逻辑控制电路发出周期性脉冲信号出现在 Q-且工作电源开关打开(一次解锁) 时,电路处于半解除安全保险状态,这时如果 Q-打开,则电流过 N1 并把能量储存于变压器磁场中,如果 Q-关闭,储存于变压器磁场中的能量通过二极管 D1 向电容 C1迅速充电,同时反馈控制回路也在检测 C1 充电电压是否达到预定点火电压(约 2.5kV 一 3.0kV).另外在 c1 充电的同时电流通过二极管 D2 也向电容C2 在充电 (约 100V 一 200V).电阻 R1 起抑制来自D2 的尖峰电流作用,并与 R2 构成分压电路.当c1,c2 已充上电,这时如果 Q2 门接收到控制电路的触发脉冲信号
7、时,触发电路(由 Q2,I2,C2 和高压放电开关 HVS 组成)开始工作.Q2 门打开(二次解锁),储存在 C2 中的能量通过,I2 的 N3 耦合到N4,次级线圈 N4 便产生出现在真空高压开关触发电极端的高压脉冲使其接通,然后电容 c1 中的能量通过 HVS 向桥箔迅速放电,产生强电流(约150oA)使桥箔在极短的时间(几个微秒)内直接汽化,在以高能飞片撞击钝感炸药使其爆炸.2.2.3 关键技术安全点火电路设计中要解决的关键技术主要包括:C1,C2 必须有足够的耐压性;28c1,C2 应采用无感环形触发电容;T1,I2 采用集成磁芯结构;T1,12 必须合理绕线以消除 T1,12 间的感
8、性及容性干扰.高压放电管的合理选择.2.3 箔击雷管结构及发火原理箔击雷管主要组成元件有反射薄片,桥箔,飞片加速堂和钝感炸药柱.其典型结构见图 3(a)和(b).3箔击雷管反射片厚度仅为 1 毫米,桥箔厚度也在 13 个微米.一方面由于 EFI 使用钝感炸药(I-INS:hexanitrosotilbene 六硝基苯 ),所以可不再使用象机械式和机电式安全机构中的机械隔爆机构,而是采用逻辑控制电路控制箔击雷管工作状态;另一方面,由于钝感炸药的爆炸特性,可起到提高抗静电,射频和电磁干扰作用.图 3 箔击雷管结构及工作过程其工作过程是:当高压触发电容迅速放电,产生的强电流流过桥箔时立刻使其汽化变为
9、等离子体,在有限容积内等离子体迅速膨胀冲破贴在桥箔上的聚酰亚胺飞片,破碎的聚酰亚胺飞片通过加速堂迅速被加速,然后以极高的动能撞击钝感炸药起爆,进而引燃推进剂.整个过程从发出控制指令到点燃发动机仅仅在几个微秒内完成.【22.4 箔击雷管的优点与普通雷管相比,箔击雷管有以下优点:它不需要敏感的起爆炸药作为引爆炸药.也不需要松装炸药传爆,从而减小了雷管总装药高度,既减小了体积又减轻了重量,给弹药总体设计节省了空间.I-INS 不仅耐高温,耐冲击力强,而且不受低温,潮湿条件影响,并具有很强的抗静电,杂散电流,闪电及电磁干扰的能力,所以具有相当高的安,rJ.豳蹰魍_,.Ll,-J 一2005 年第 1
10、期(总第 37 期)桂林航天工业高等专科学校JOURNALOFGUILINCOLLEGEOFAEROSPACETECHNOLOGY 卢江合孙勇/ 文全性,且有利于长期储存.桥箔可采用印刷电路技术制作,便于批量生产,制造成本低.其爆燃时间极短(微秒级),能满足各种战术弹应用要求,并可扩展到多点起爆系统中.具有非常窄的起爆阈值区间,起爆阈值重复性好.3 点火装置在发动机点火试验中验证3.1 验证原理及结果分析我们于 2002 年底制造了几发点火器,发动机和顶盖,对箔击雷管进行了点火试验,试验原理框图见图 4.图 4 电子式安全点火机构试验验证框图试验基本过程是:由控制台给出点火控制信号启动点火装置
11、,同时利用反馈监测点火电压,最后点燃发动机,同时由数据采集系统测量有关数据.根据以上述性能试验原理以及所作几枚发动机点火试验来看,使用电子式安全点火机构从效果上是成功的.发动机点火基本正常,试验数据曲线正常(由于保密问题,具体数据就不单独列出).初步证明了使用箔击雷管和起爆控制电路组成的电子式安全点火装置在实践中实现发动机点火式是可行的,有效的.3.2 存在问题尽管试验结果表明该点火装置有一定成功性,但真正要能在实际中应用还得解决一些问题,如现有点火线路没有设计状态检测,故障自诊断与锁存和电路自容错分析功能,缺一道解除保险控制逻辑电路,箔击雷管没有进行雷击试验.另外还需考虑高空飞行发动机的速度
12、与环境气压对安全机构元器件性能的影响.所以,要想真正将其用于固体火箭发动机点火系统,还有不少工作要做.4 结束语通过对固体火箭发动机新一代电子式安全点火机构的研究,能在一定程度上消除原先机械式或机电式安全机构存在的问题,实现了真正的发动机空中飞行即时点火需要.不仅增强了发动机点火可靠性,而且降低了生产成本,节省了体积和重量,缩短了研发周期,具有很好的移植性,通用性,便于扩展其应用范围.参考文献【1JUnitedStatesPatent19,PatentNumber5,444,598,Aug.22,1995【2JUnitedStatesPatent【19,PatentNumber5,454,321,Oct.03,1995【3JUnitedStatesPatent【19,PatentNumber4,421,030,Dec.20,19834AL962875ElectronicSafeandArmingDeviceforUsewithNoninterruptedExpolsivenitiaton,July13,19965施广富主编? 固体火箭发动机测试技术M?宇航出版社,1991,12(责任编辑李卫华)
