彭超

摘要：運(yùn)用線性粘彈性理論和有限元方法，對(duì)星形裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行低溫沖擊數(shù)值仿真。分析了推進(jìn)劑應(yīng)力應(yīng)變場(chǎng)的分布規(guī)律，研究了長(zhǎng)徑比對(duì)裝藥力學(xué)響應(yīng)的影響。結(jié)果表明，數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相符，裝藥危險(xiǎn)點(diǎn)在推進(jìn)劑兩端與絕熱層粘結(jié)處和裝藥內(nèi)孔中間部位星尖圓弧處，危險(xiǎn)點(diǎn)處的應(yīng)力應(yīng)變隨長(zhǎng)徑比的增大而增大。

關(guān)鍵詞：溫度沖擊；固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；推進(jìn)劑裝藥；應(yīng)力應(yīng)變

1引言

本文運(yùn)用線性粘彈性理論，采用ABAQUS通用有限元軟件建立了星形裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)三維有限元模型，對(duì)貼壁澆注固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在溫度沖擊條件下的力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了推進(jìn)劑應(yīng)力應(yīng)變場(chǎng)的分布規(guī)律，研究了長(zhǎng)徑比和星尖圓弧半徑r對(duì)裝藥力學(xué)響應(yīng)的影響，并將數(shù)值仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證。

2發(fā)動(dòng)機(jī)有限元模型的建立

2.1發(fā)動(dòng)機(jī)有限元模型

發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)徑比取L/D=1，建立發(fā)動(dòng)機(jī)的1/10三維有限元模型，推進(jìn)劑和絕熱層采用C3D8HT單元，發(fā)動(dòng)機(jī)殼體采用C3D8RT單元。由于在過度圓弧處容易出現(xiàn)應(yīng)力應(yīng)變集中，在劃分單元時(shí)對(duì)星尖圓弧和星根圓弧處進(jìn)行加密處理。如圖1所示。

2.2材料屬性

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體采用鋼結(jié)構(gòu)，藥柱為HTPB復(fù)合推進(jìn)劑，絕熱層視為粘彈性材料，除密度、導(dǎo)熱系數(shù)和比熱外，其他物性參數(shù)與推進(jìn)劑裝藥相同。材料具體參數(shù)見文獻(xiàn)。

2.3邊界條件

殼體與絕熱層，絕熱層與推進(jìn)劑裝藥分別相互粘結(jié)，對(duì)稱約束施加于發(fā)動(dòng)機(jī)模型的對(duì)稱面上。

3溫度載荷加載及結(jié)果分析

3.1溫度沖擊載荷

溫度沖擊前，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)置于15℃均勻溫度場(chǎng)中。調(diào)溫階段，發(fā)動(dòng)機(jī)周圍的環(huán)境溫度在120分鐘內(nèi)由原來的15℃升高至50℃，并在該溫度下保持40個(gè)小時(shí)；緊接著進(jìn)行低溫沖擊，環(huán)境溫度在5分鐘之內(nèi)迅速地降低至-40℃，并保持40個(gè)小時(shí)。

3.2計(jì)算結(jié)果及分析

溫度沖擊過程中，溫度的不均勻分布，直接導(dǎo)致裝藥內(nèi)部熱應(yīng)力與熱應(yīng)變的產(chǎn)生。高溫沖擊的溫度接近于推進(jìn)劑裝藥的零應(yīng)力溫度，裝藥在高溫沖擊下的應(yīng)力應(yīng)變都要比低溫沖擊時(shí)小很多。在分析推進(jìn)劑應(yīng)力應(yīng)變分布時(shí)，應(yīng)該重點(diǎn)關(guān)注低溫沖擊時(shí)的應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)。

星形裝藥在低溫沖擊不同時(shí)刻的Mises應(yīng)力分布云圖如圖2所示。在低溫沖擊過程中，推進(jìn)劑與絕熱層粘結(jié)面處出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象。雖然圖中可以看出低溫沖擊40小時(shí)后的最大Mises應(yīng)力不是發(fā)生在粘結(jié)面處，但是粘結(jié)面處如果出現(xiàn)過大應(yīng)力，容易導(dǎo)致脫粘，因此對(duì)粘結(jié)面處的應(yīng)力集中仍然需要足夠的重視。

星形裝藥在低溫沖擊不同時(shí)刻的環(huán)向應(yīng)變分布云圖如圖3所示。由圖容易看出，低溫沖擊過程中，在推進(jìn)劑裝藥內(nèi)孔中間部位星尖圓弧處出現(xiàn)較大的應(yīng)變集中，即最大環(huán)向應(yīng)變總是處于內(nèi)孔中間星尖圓弧處。如果此處環(huán)向應(yīng)變過大，容易導(dǎo)致裝藥內(nèi)部產(chǎn)生裂紋，從而破壞發(fā)動(dòng)機(jī)的完整性和工作可靠性。

4試驗(yàn)驗(yàn)證

星根圓弧處的軸向位移仿真結(jié)果與溫度沖擊試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果對(duì)比如表1所示。

由表3還可以看出，低溫沖擊下裝藥位移與試驗(yàn)位移測(cè)量結(jié)果相對(duì)誤差均在10%以內(nèi)，由此可以推斷，用線性粘彈性模型對(duì)星形HTPB復(fù)合推進(jìn)劑裝藥在溫度沖擊下的力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行數(shù)值仿真是可行的，仿真結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果相符。

5長(zhǎng)徑比對(duì)裝藥力學(xué)響應(yīng)的影響

為了研究長(zhǎng)徑比L/D對(duì)星形裝藥力學(xué)響應(yīng)的影響，分別對(duì)長(zhǎng)徑比L/D=1、2、3、4和5的星形裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行溫度沖擊數(shù)值仿真。最大Mises應(yīng)力和最大環(huán)向應(yīng)變隨長(zhǎng)徑比UD變化曲線分別如圖4和圖5所示。

由圖4可以看出當(dāng)長(zhǎng)徑比L/D≤3時(shí)，最大Mises應(yīng)力隨著長(zhǎng)徑比的增大而顯著增大，增但是增大幅度逐漸減小；當(dāng)L/D>3時(shí)，最大Mises應(yīng)力基本不變。長(zhǎng)徑比從1增大到5時(shí)，最大Mises應(yīng)力增大約12.9%。由圖5可以看出，長(zhǎng)徑比對(duì)最大環(huán)向應(yīng)變影響較大。在長(zhǎng)徑比不斷增大的過程中，最大環(huán)向應(yīng)變隨之增大，但增大幅度逐漸減小。長(zhǎng)徑比從1增大到5時(shí)，最大環(huán)向應(yīng)變?cè)龃罅思s4%?？梢姡L(zhǎng)徑比是影響星形裝藥應(yīng)力應(yīng)變分布的重要因素，合理設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)徑比有助于減小出現(xiàn)脫粘和裂紋的風(fēng)險(xiǎn)。

6結(jié)論

經(jīng)過對(duì)貼壁澆注固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在溫度沖擊載荷條件下力學(xué)響應(yīng)研究，獲得如下結(jié)論：

（1）數(shù)值仿真的結(jié)果與溫度沖擊試驗(yàn)結(jié)果相符；

（2）星形裝藥在低溫沖擊條件下的危險(xiǎn)點(diǎn)在推進(jìn)劑兩端與絕熱層粘結(jié)