摘要：为了研究炸药战斗部装药的热安全性,提出基于烤燃炸药温度、驱动活塞运动速度和反应压力确定反应模型参数并计算分析战斗部装药热安全性的方法。以RDX/Al/Binder炸药为例,采用设计的多点测温和驱动活塞运动速度及燃烧压力测量烤燃实验,分别对装药点火前的热反应温度和点火后的活塞运动速度及反应压力进行测量。通过数值模拟计算,标定炸药热分解反应动力学和燃烧反应模型参数,实现反应剧烈程度的定量描述,采用网格节点分离计算方法计算战斗部壳体的破裂,实现战斗部装药烤燃全过程的数值模拟。研究结果表明,对于战斗部RDX/Al/Binder炸药装药,加热速率越慢,装药点火时间越延迟,其点火区域越接近装药中心区域,壳体破裂越严重,壳体动能越大,装药反应越剧烈。

摘要：为了探究受外部不同温度影响下带壳JH-14C传爆药的响应特性,设计了一套慢速烤燃下可测量JH-14C传爆药温度变化和壳体应变的实验装置,获取了不同升温速率下弹体内部温度随时间变化曲线、慢烤响应过程中装药壳体径向应变历程曲线,揭示了带壳JH-14C传爆药的慢速烤燃响应特性,将烤燃实验中弹体径向应变测试结果和炸药反应烈度相关联,提出了一种弹药烤燃实验反应等级的判定方法;基于热力学和装药化学反应,建立了带壳装药烤燃热传导模型和Arrhenius模型,采用BP神经网络反演了JH-14C传爆药热的热反应参数,对不同升温速率下弹体内部的温度场进行了研究。结果表明:升温速率越低,装药的响应温度越高,响应越剧烈;随着升温速率的降低,炸药的点火区域从炸药两端外缘逐渐向炸药内部转移。

摘要：以炸药在点燃瞬间的压力均衡为前提条件,计算聚能传爆管点火后只产生燃烧反应的最小泄压孔面积,以此为基础,对含不同尺寸泄压结构的聚能传爆管在慢速烤燃和快速烤燃环境下的响应特性进行分析,在建立三维轴对称烤燃计算模型的基础上,采用Fluent对不同大小泄压孔的慢速烤燃响应特性进行数值模拟。为研究含泄压孔聚能传爆管对起爆威力性能的影响,对3种不同大小泄压孔的聚能传爆管进行了起爆实验。结果表明,该型聚能传爆管的泄压孔设计单孔直径7 mm为最优,研究结果对水雷不敏感引信的结构设计有一定的指导意义。

摘要：采用自行设计的一种烤燃实验装置,开展了不同老化程度的GATo-3推进剂的热安全性研究。实验得到了GATo-3推进剂在不同实验条件下的自点火温度和自燃延滞期。计算得到了相关动力学参数,并分析了实验现象及规律。结果表明,GATo-3推进剂的自点火温度约为130℃,活化能为147.66kJ·mol-1,指前因子为2.72×1015 s-1。在不同环境温度下,GATo-3推进剂的点火温度基本保持不变,但其自燃延滞期和剧烈程度不同。温度越高,自燃延滞期越短,且响应程度更剧烈。随着贮存时间的延长,安定剂含量降低,热分解速率加快,自燃延滞期变短。

摘要：采用自行设计的一种烤燃实验装置,对一种新型熔铸载体炸药2,4-二硝基苯甲醚(DNAN)的热安全性进行了实验研究,得到其自发火温度、热爆炸延滞期和热爆炸临界温度,并与传统熔铸载体炸药TNT进行了对比。实验结果表明,DNAN的自发火温度为346.7℃、5 s爆发点为374.1℃、活化能为48.37 ***-1。DNAN在220℃的环境温度下,放置48 h没有发生反应;230℃时,药剂发生不完全燃烧;当温度达到240℃以上时DNAN发生热分解反应;理论计算DNAN在通常的熔铸温度(100℃)下的热爆炸延滞期,表明了在该温度下熔铸是安全的。

摘要：为了研究引信传爆管在烤燃作用下的热响应规律,设计了聚黑-14C(JH-14C)的小尺寸传爆管慢烤实验。对JH-14C进行差示扫描分析得到其热分解动力学参数,并结合引信传爆管的烤燃实验和数值模拟结果,确定了JH-14C的活化能与指前因子分别为2.04×10~5J/mol、5.59×10^(17)s^(-1).通过对4种不同升温速率下引信传爆管的烤燃过程进行数值计算,结果表明:烤燃装置点火时,传爆药柱先起爆,冲击波经管壳衰减后使导爆药柱发生爆炸;不同升温速率下,传爆药柱内部形成的点火位置不同;随着升温速率的增加,点火位置由传爆药柱中心向其边缘转移,但点火温度变化不大。

摘要：利用自行设计的烤燃实验装置,对HTPE推进剂小尺寸烤燃试样分别进行了升温速率为1、2℃/min的烤燃实验,以此为基础,建立了小尺寸烤燃试样和固体火箭发动机的三维计算模型,利用Fluent软件分别对两者不同升温速率下的烤燃行为进行了数值模拟计算,研究了小尺寸烤燃试样与固体火箭发动机的装药尺寸及结构差异对HTPE推进剂烤燃响应特性的影响。结果表明,HTPE推进剂的烤燃响应时间、响应温度随升温速率的变化趋势与装药尺寸及结构无关,但响应时间和响应温度的绝对值与装药尺寸及结构均有很大关系,升温速率为3.3℃/h(0.055℃/min)时,小尺寸烤燃试样的响应时间为40.3h,响应温度为158℃,而固体火箭发动机响应时间为28.83h,响应温度为120.13℃。推进剂装药尺寸及结构对烤燃点火位置有明显影响,进而影响到烤燃速度范畴的区分,小尺寸烤燃试样慢烤升温速率不大于2℃/min,而固体火箭发动机慢烤升温速率为小于0.5℃/min。因此,对快速、慢速烤燃的严格划分,必须结合装药尺寸、装药结构及推进剂种类等因素进行。升温速率对固体火箭发动机存在热积累临界位置效应,本研究条件下影响热积累临界位置的升温速率为0.5℃/min。