雙脈沖發(fā)動機

導彈飛行優(yōu)化控制和推進劑能量最優(yōu)管理需要，發(fā)展了一種采用隔層式 ( 軟隔離) 或隔艙式 ( 硬隔離) 隔離裝置進行固體發(fā)動機燃燒室分隔的技術，可實現固體火箭發(fā)動機的多次關機、啟動。在現有兩種形式隔離裝置中，隔艙式具有結構簡單、下一級脈沖裝藥形式限制小、打開壓強統(tǒng)一性高等一系列優(yōu)點，已逐漸發(fā)展形成噴射棒、非金屬易碎、金屬膜片等形式隔離裝置的雙脈沖發(fā)動機。

金屬膜片式隔艙脈沖發(fā)動機常選用金屬或非金屬支撐件、一側經絕熱處理的金屬膜片組合進行燃燒室分隔，經驗證，該方案采用隔熱層、沉淀硬化不銹鋼隔板本體、絕熱層和金屬膜片結構可以實現燃燒室分隔，但仍存在質量大、絕熱特性差等缺點。提出了8通氣孔金屬隔板設計，提高了絕熱和抗燒蝕性能，但結構型面仍有不足。

輪輻式支撐件可減小隔艙重量，并且可與密封膜片緊密貼實，因此被廣泛應用于各類脈沖發(fā)動機。此外，在膜片上還能實施刻痕、絕熱處理、材料改進等措施，可進一步改善打開壓強、材料敏感性等特性。

膜片金屬膜片設計

采用金屬膜片和輪輻式支撐構成隔艙結構完成雙脈沖發(fā)動機燃燒室級間隔離。其工作原理為： I 脈沖點火工作時，在金屬膜片分隔作用下兩脈沖燃燒室保持獨立； 當 II 脈沖工作內壓達到打開壓強后，膜片按預先設計形式破裂，兩級燃燒室貫通，燃氣依次通過隔艙結構、I 脈沖燃燒室和尾噴管后排出，產生第二次推力。

為實現以上工作過程，金屬膜片在隔艙結構設計過程中占重要地位。根據液體發(fā)動機閥門破裂膜片研究方法，確定采用強度高、易變形的LY12鋁合金材料、薄板形式金屬膜片。另外，為可靠、方便地控制打開壓強、隔艙消融形狀，還需在其一側進行預先刻痕處理。

膜片應力強度因子公式推導

在不影響結論正確性基礎上，做以下假設以便合理確定預制缺陷結構參數，完成膜片設計：

( 1) 選取垂直于缺陷槽的任一截面作為研究對象，將該截面簡化為二維板條結構。

( 2) 膜片實際破壞過程為瞬間動態(tài)過程，材料還未發(fā)生塑性屈服，近似認為膜片的動態(tài)破壞過程為線彈性斷裂問題。

( 3) 圓弧長度與預制缺陷V型槽斜面長比值小于0.05倍時，膜片打開壓強對預制缺陷尖端圓角并不敏感，因此，預制缺陷需確定的結構參數僅為V型槽開口角度α，缺陷深度a和膜片厚度h。

此外，由于所確定的金屬膜片預制缺陷槽為均勻放射狀，各缺陷槽尺寸、受力狀態(tài)完全相同，忽略各缺陷槽之間的影響，任取其中任一條缺陷作為研究對象；所設計的金屬膜片破壞形式均為 I 型裂紋擴展破壞，因此只需求解預制缺陷處的 I 型應力強度因子 KI 即可表征金屬膜片設計合理性。

膜片金屬膜片結構設計

根據II脈沖藥柱穩(wěn)定點燃初始壓強控制要求，確定金屬膜片設計打開壓強為2.2MPa。在某實際隔艙式雙脈沖發(fā)動機直徑限制膜片半徑R =142mm時，確定動態(tài)斷裂韌性約為21MPa /m²的膜片結構尺寸分別為： 開口角度α =90°，缺陷深度a=1mm，膜片厚度h=3mm。

經計算，在該參數條件時預制缺陷上應力強度因子隨徑向距離變化關系?？梢钥闯觯?由于圓板中心處應力最大，應力強度因子在該處也達到極大值，其后隨徑向距離增大逐漸減小。此外，圓心處應力強度因子達到21.4 MPa/m² ，大于對應材料斷裂韌性，因此在該燃燒室內壓作用下，膜片將從中心位置開始破壞并逐步擴展致整個預制缺陷，符合預先設計。

膜片金屬膜片打開驗證實驗

為考核結構參數設計合理性，采用裝置開展隔艙金屬膜片打開單項實驗。該實驗裝置由 I、II 脈沖集壓室、隔艙結構、進壓口、測試裝置等部件構成。實驗中在 II 脈沖集氣室內裝填假藥柱以真實模擬脈沖發(fā)動機自由空間，通過設置在兩個集壓室的進壓口與利用適量點火藥產生的壓強相互聯通模擬脈沖發(fā)動機燃燒室初始壓強。

針對設計膜片結構開展6次實驗研究，實驗后進行的膜片完整性檢查結果顯示： 除第一次實驗中膜片結構較為完整外，其余均從預制缺陷位置產生3～ 5條數量不等的 I 型貫穿性裂紋，與預先“米”字形設計一致。同時，實驗中也發(fā)現后五次實驗中各條缺陷均未同時貫穿，主要原因在于：應力強度因子一致性受缺陷深度加工誤差影響較大，必然導致破壞程度存在一定差異。

第一次實驗中點火藥產生的最大壓強僅為1.68MPa，小于打開壓強設計值，因此膜片打開失??； 其余5次實驗因建壓加載速率差異等因素影響，各次實驗曲線間存在一定差異，但總體變化趨勢趨于一致，五次實驗中打開壓 強平均值為2.10MPa，與設計值誤差約為4.545% ，說明采用所建立方法獲得的金屬膜片結構參數滿足設計要求。