魯 棒，安振濤，李天鵬

(陸軍工程大學(xué)石家莊校區(qū)， 石家莊 050003)

火箭作為遠(yuǎn)程高精度打擊武器，其重要性為世界各國所重視。通常，火箭按動(dòng)力類別分為液體火箭和固體火箭。固體火箭具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、造價(jià)低廉、藥柱特性比液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃料更穩(wěn)定，儲(chǔ)存更安全，更易小型化等優(yōu)點(diǎn)。然而，分析歷年固體火箭發(fā)射失敗數(shù)據(jù)得出，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的缺陷是首要原因。作為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的主要部件，大長(zhǎng)徑比的固體推進(jìn)劑在各種環(huán)境載荷下會(huì)產(chǎn)生應(yīng)力應(yīng)變集中，可能造成藥柱損傷而使火箭發(fā)動(dòng)機(jī)失效。因此，著重研究各環(huán)境載荷對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性尤其重要。

1 環(huán)境載荷條件分析

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)全壽命周期內(nèi)承載的環(huán)境載荷復(fù)雜多變，這些分布寬泛的環(huán)境載荷作用都會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥受到不同程度的損傷累積，進(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性。從固體火箭全壽命周期分析，溫度載荷和振動(dòng)載荷是承載的主要載荷，對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的影響也最為顯著。溫度載荷主要為固化降溫，貯存運(yùn)輸期間的溫度沖擊和交變循環(huán)溫度，使用發(fā)射時(shí)的高溫高壓和溫度同其他因素的聯(lián)合作用。振動(dòng)載荷按運(yùn)載工具的不同主要分為公路運(yùn)輸、隨艦航行和掛載飛行中的振動(dòng)。

通過試驗(yàn)手段重現(xiàn)載荷作用難度較大，并且實(shí)時(shí)測(cè)定內(nèi)部裝藥的力學(xué)響應(yīng)異常困難，因而結(jié)合各部件力學(xué)性能參數(shù)，基于數(shù)值仿真分析固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)各部件在不同環(huán)境載荷作用下的應(yīng)力應(yīng)變場(chǎng)，對(duì)評(píng)估結(jié)構(gòu)完整性有重要意義。

2 溫度載荷條件下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性研究

溫度載荷主要通過熱傳導(dǎo)和空氣對(duì)流兩種方式作用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。由于藥柱熱膨脹系數(shù)比殼體高出近一個(gè)數(shù)量級(jí)，加之澆鑄式固體發(fā)動(dòng)機(jī)殼體對(duì)各部件相對(duì)運(yùn)動(dòng)的約束作用，環(huán)境溫度擾動(dòng)或交變溫度載荷的長(zhǎng)時(shí)間作用都不同程度地增大發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱應(yīng)力集中出現(xiàn)的概率，產(chǎn)生的應(yīng)力應(yīng)變還可能引起界面粘結(jié)強(qiáng)度退化。

1) 推進(jìn)劑

推進(jìn)劑藥柱在低溫載荷下基體硬化現(xiàn)象嚴(yán)重，將表征出更多的脆性，含能顆粒與基體粘結(jié)性能下降，對(duì)其他附加載荷作用也更為敏感。常新龍等[1]采用帶穿透性裂紋的推進(jìn)劑試件開展了不同溫度載荷下的裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，結(jié)果表明低溫下的裂紋擴(kuò)展速率高于常溫，且速度越低，裂紋的預(yù)擴(kuò)展時(shí)間越短。相應(yīng)的，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在低溫條件下的發(fā)射安全系數(shù)也低于常溫和高溫工況，而通過合理選擇增塑劑可降低推進(jìn)劑玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，以達(dá)到提升其低溫發(fā)射安全性的目的。王小英等[2]在推進(jìn)劑試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，在低溫拉伸條件下，NEPE推進(jìn)劑主要表現(xiàn)為基體撕裂，而在低溫恢復(fù)常溫拉伸條件下，主要以顆粒與基體的“脫濕”破壞為主。在低溫和低溫恢復(fù)常溫條件下的推進(jìn)劑力學(xué)性能變化不大，表明NEPE推進(jìn)劑低溫下具有較強(qiáng)的抵抗損傷能力。張偉等[3]測(cè)試了某型推進(jìn)劑的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，并以-40 ℃為參考溫度，推進(jìn)劑在低頻區(qū)域(f<10-3Hz)處于高彈態(tài)，在10-3～107Hz處于玻璃化轉(zhuǎn)變階段，在高頻區(qū)域(f>107Hz)逐漸進(jìn)入玻璃態(tài)。

2) 固化降溫

在固化降溫成型時(shí)，推進(jìn)劑藥柱遇冷體積收縮造成原生缺陷處局部應(yīng)力過大，降低工作可靠性。潘奠華等[4]對(duì)固化降溫過程中藥柱的三維瞬態(tài)溫度場(chǎng)進(jìn)行模擬研究，分析了模量、泊松比及藥柱內(nèi)外徑比值變化對(duì)推進(jìn)劑藥柱應(yīng)變響應(yīng)的影響規(guī)律，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥材料選擇具有一定指導(dǎo)意義。李賀[5]則采用Nastran軟件研究評(píng)估了固化降溫過程中形成的非均勻溫度場(chǎng)對(duì)某型固體發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的影響，可為發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥的改進(jìn)設(shè)計(jì)提供支撐。曹井新[6]應(yīng)用AFOSM1評(píng)估了發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性，在固化降溫和發(fā)射載荷共同作用下可能造成粘結(jié)面脫粘。宗路航等[7]以不同材料為殼體，施加壓力，探究固化降溫過程中的藥柱應(yīng)力應(yīng)變，并給出加壓固化的推薦壓強(qiáng)，對(duì)指導(dǎo)固化加壓、消除藥柱殘余應(yīng)力具有一定工程意義，但該研究并未考慮復(fù)合材料殼體各向異性、殼體封頭變形及藥柱脫模等因素。劉仔等[8]在此基礎(chǔ)上，建立工程上更適用的加壓固化壓力的計(jì)算關(guān)系式，并針對(duì)某發(fā)動(dòng)機(jī)開展帶芯模的加壓固化成型全過程仿真分析，確定了藥柱脫模的可行性。

3) 溫度沖擊和溫度循環(huán)

徐進(jìn)升[9]計(jì)算分析了溫度沖擊載荷作用下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體、應(yīng)力釋放罩等部件的力學(xué)響應(yīng)特征，為進(jìn)一步研究整體結(jié)構(gòu)完整性奠定基礎(chǔ)。在研究低溫沖擊時(shí)岳小亮[10]發(fā)現(xiàn)，低溫沖擊作用下的藥柱應(yīng)力應(yīng)變最大，而且在沖擊開始階段達(dá)到的最大應(yīng)力值要比溫度平衡之后的應(yīng)力偏大，最大應(yīng)變出現(xiàn)在內(nèi)孔壁面中間部分，最大應(yīng)力出現(xiàn)在藥柱兩端與絕熱層粘結(jié)處。

針對(duì)循環(huán)溫度作用下發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)及壽命預(yù)估，Humble等[11]計(jì)算得到了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的可能失效模型，并以此預(yù)估其服役壽命，但研究并未考慮長(zhǎng)時(shí)間溫度載荷作用引起的藥柱理化性能退化，因而可能過高地估計(jì)了固體發(fā)動(dòng)機(jī)服役壽命。Heller等[12]全面考慮了藥柱在交變溫度載荷下產(chǎn)生的疲勞老化等效應(yīng)，采用應(yīng)力—強(qiáng)度干涉理論分析簡(jiǎn)易固體發(fā)動(dòng)機(jī)模型在溫度載荷下的服役壽命影響規(guī)律。王玉峰等[13]計(jì)算了循環(huán)溫度條件下裝藥的溫度與應(yīng)力場(chǎng)，結(jié)果表明交變應(yīng)力導(dǎo)致了裝藥損傷累積，高溫向低溫過渡期的損傷增長(zhǎng)較快，為準(zhǔn)確評(píng)估循環(huán)溫度載荷作用對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的影響提供了參考?；谄矫鎽?yīng)變假設(shè)，周紅梅等[14]計(jì)算了圓孔型藥柱在長(zhǎng)期貯存過程中的粘彈性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，計(jì)算結(jié)果可為若干時(shí)間后發(fā)動(dòng)機(jī)危險(xiǎn)部位損傷值的判定提供依據(jù)。丁彪等[15]基于人工模擬交變溫度載荷，研究了某導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合推進(jìn)劑的應(yīng)力應(yīng)變場(chǎng)分布，發(fā)現(xiàn)溫度加載頻率的增加會(huì)引起應(yīng)力響應(yīng)增大，且應(yīng)力較大部位發(fā)生在粘結(jié)界面，為發(fā)動(dòng)機(jī)壽命預(yù)估方法提供參考。蘇冰[16]在探究海洋循環(huán)溫度對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的試驗(yàn)中得出，年均溫度較低時(shí)，藥柱應(yīng)力容易出現(xiàn)應(yīng)力應(yīng)變集中，未有效熱保護(hù)貯存狀態(tài)下的藥柱，長(zhǎng)期的交變溫度產(chǎn)生的交變應(yīng)力載荷，會(huì)使藥柱微觀結(jié)構(gòu)受到不同程度的疲勞損傷，勢(shì)必影響其結(jié)構(gòu)完整性。

4) 溫度同其他因素聯(lián)合作用

宋仕雄等[17]針對(duì)推進(jìn)劑在低溫狀態(tài)點(diǎn)火瞬間的相關(guān)力學(xué)特性進(jìn)行了分析，結(jié)果表明，點(diǎn)火瞬間的推進(jìn)劑模量變化不大，對(duì)藥柱的結(jié)構(gòu)響應(yīng)影響較小，而推進(jìn)劑在低溫狀態(tài)下泊松比較小，點(diǎn)火升壓下推進(jìn)劑泊松比迅速增大而對(duì)藥柱的結(jié)構(gòu)響應(yīng)有很大影響，低溫狀態(tài)點(diǎn)火瞬間的藥柱應(yīng)變呈不斷增高而應(yīng)變率則逐漸降低。

在進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析時(shí)，根據(jù)自由裝填式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)大長(zhǎng)徑比的特點(diǎn)，蒙上陽等[18]在研究溫度變化的影響中發(fā)現(xiàn)，位移場(chǎng)的影響極大，特別是大長(zhǎng)徑比發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)境溫度變化大，高溫和低溫的伸縮量較常溫時(shí)相差數(shù)毫米，伸縮空間不足或支撐方式不當(dāng)會(huì)導(dǎo)致過大的熱應(yīng)力。

為更準(zhǔn)確描述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑的力學(xué)特性，評(píng)估其結(jié)構(gòu)完整性，不少研究人員通過模擬固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)際環(huán)境的受載情況，獲取更加詳實(shí)的數(shù)據(jù)。王佳奇等[19]研究了溫度和壓力兩種載荷對(duì)藥柱結(jié)構(gòu)完整性的影響，通過對(duì)低溫載荷單獨(dú)作用和低溫點(diǎn)火升壓聯(lián)合作用的對(duì)比，利用不耦合特性，計(jì)算得到了相應(yīng)的應(yīng)變值，得出點(diǎn)火升壓載荷作用下的藥柱等效應(yīng)變?nèi)詽M足結(jié)構(gòu)完整性要求的結(jié)論。為了獲取更加準(zhǔn)確的受載狀況，鄧斌等[20]考慮殼體與空氣自然對(duì)流換熱的影響，對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了熱力耦合有限元分析，得出對(duì)流換熱系數(shù)變化會(huì)影響固化降溫、低溫試驗(yàn)及低溫貯存過程中的結(jié)構(gòu)響應(yīng)，但隨對(duì)流換熱系數(shù)的不斷增大，這種影響逐漸減弱。韋世峰[21]考慮溫度和內(nèi)壓聯(lián)合作用，利用仿真軟件ANSYS，通過實(shí)驗(yàn)結(jié)果和仿真結(jié)果的對(duì)比，驗(yàn)證了仿真的準(zhǔn)確性。蒙上陽等[22]采用三維有限元方法，在發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱的危險(xiǎn)截面上沿危險(xiǎn)方向預(yù)設(shè)裂紋，在裂紋尖端構(gòu)建奇異三維裂紋元，探究點(diǎn)火發(fā)射時(shí)環(huán)境溫度對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱內(nèi)表面裂紋穩(wěn)定性的影響。

鄧康清等[23]通過熱-機(jī)耦合，分析一種自由裝填式藥柱從固化降溫到低溫點(diǎn)火整個(gè)過程中的溫度場(chǎng)、總位移、應(yīng)力應(yīng)變的變化，得到了固化降溫和點(diǎn)火升壓過程中藥柱殼體有無粘接兩種情況下發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱的結(jié)構(gòu)完整性，求出該型發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱殼體粘接高度不宜超過一定值。

H.C.Yildirim[24]分別對(duì)新品和服役六年的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在點(diǎn)火壓力、溫度循環(huán)和儲(chǔ)存環(huán)境溫度載荷作用下的應(yīng)力應(yīng)變行為進(jìn)行了有限元仿真，總結(jié)了老化程度對(duì)仿真結(jié)果的影響。

3 振動(dòng)載荷條件下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性研究

1) 公路運(yùn)輸

公路運(yùn)輸過程中產(chǎn)生的隨機(jī)振動(dòng)載荷一般不會(huì)直接造成固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)性破壞，但在遠(yuǎn)距離或多次運(yùn)輸工況下，也會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥的累積損傷。Yuji[25]將構(gòu)建的包含可壓縮殼體與不可壓縮推進(jìn)劑兩種材料的發(fā)動(dòng)機(jī)有限元模型用于分析火箭發(fā)射進(jìn)行時(shí)振動(dòng)所產(chǎn)生的影響，但該模型僅是將發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)化為梁?jiǎn)卧?，不能體現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部構(gòu)件在振動(dòng)作用下的響應(yīng)分布。徐偉國[26]構(gòu)建了某型火箭運(yùn)輸裝填車的動(dòng)力學(xué)模型，并分析計(jì)算了火箭重要部位在典型路面激勵(lì)下的振動(dòng)響應(yīng)，數(shù)值計(jì)算結(jié)果分布同試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果基本一致。徐新琦[27]研究了不同等級(jí)路面、不同運(yùn)輸速度對(duì)藥柱隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分布的影響規(guī)律，為進(jìn)一步確定藥柱運(yùn)輸壽命提供了參考。劉華[28]則針對(duì)推進(jìn)劑各材料參數(shù)對(duì)振型的影響規(guī)律進(jìn)行研究，利用ANSYS對(duì)藥柱振動(dòng)特性進(jìn)行仿真分析，并基于隨機(jī)時(shí)變動(dòng)力可靠度理論討論了公路運(yùn)輸載荷對(duì)藥柱可靠度的影響。李恩奇等[29]采用頻變對(duì)的復(fù)模量模型，計(jì)算了某型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的固有頻率及振型，得到了運(yùn)輸過程中的隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)，為進(jìn)一步研究發(fā)動(dòng)機(jī)在動(dòng)力學(xué)載荷下的結(jié)構(gòu)完整性奠定了基礎(chǔ)。張波等[30]采用搭建的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)平臺(tái)，測(cè)試得到了某型固體發(fā)動(dòng)機(jī)在公路運(yùn)輸過程中界面的應(yīng)力—溫度響應(yīng)變化曲線，對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)公路運(yùn)輸?shù)目煽啃匝芯考敖缑嫘阅芨倪M(jìn)均有重要意義。

實(shí)際公路運(yùn)輸過程中，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)承載的是多軸隨機(jī)振動(dòng)載荷。有研究提出該載荷作用時(shí)，結(jié)構(gòu)的Von Mises應(yīng)力響應(yīng)過程近似服從雙參數(shù)威布爾分布?；诖耍瑢O金云[31]計(jì)算了長(zhǎng)時(shí)間公路運(yùn)輸條件下，某型固體發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱的累積損傷，并給出了頻域的疲勞可靠度計(jì)算方法。朱衛(wèi)兵[32]則基于Steinberg的“3o”法，定量計(jì)算了由隨機(jī)載荷導(dǎo)致的累積損傷，并預(yù)估了戰(zhàn)斗部裝藥的運(yùn)輸失效時(shí)間。以上結(jié)論均為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性研究提供了一定的思路啟發(fā)和技術(shù)支撐。

2) 隨艦航行

艦載振動(dòng)、掛飛振動(dòng)與公路運(yùn)輸振動(dòng)類似，不會(huì)直接導(dǎo)致固體發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)失效，但交變的應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的影響同樣不可忽略。相關(guān)研究表明，艦載固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)承載的主要是低頻隨機(jī)振動(dòng)載荷，藥柱星尖處多有應(yīng)力集中現(xiàn)象，隨著加載周期增長(zhǎng)，推進(jìn)劑藥柱的脫濕過程將大幅加快。原渭蘭等[33]在研究艦艇振動(dòng)作用下的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)受力時(shí)發(fā)現(xiàn)，殼體受力最大，襯層和藥柱所受最大應(yīng)力相近，且比殼體的最大應(yīng)力小很多。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不會(huì)出現(xiàn)強(qiáng)度破壞，振動(dòng)激勵(lì)幅值的變化對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)影響明顯，高頻振動(dòng)對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)影響不明顯。

3) 掛載飛行

程吉明等[34]研究了機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)在掛載飛行溫度邊界條件下藥柱的結(jié)構(gòu)響應(yīng)特性，結(jié)果表明，藥柱最大等效應(yīng)變隨飛行高度的增大而增大，而掛載飛行速度對(duì)藥柱結(jié)構(gòu)響應(yīng)影響相對(duì)較小。隨掛載飛行次數(shù)的增加，藥柱產(chǎn)生累積損傷，且損傷值隨單次掛載飛行時(shí)間和飛行次數(shù)的增加而逐漸增大。

4 結(jié)論

目前，環(huán)境載荷作用下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的相關(guān)研究取得了長(zhǎng)足發(fā)展，未來研究領(lǐng)域的重點(diǎn)應(yīng)體現(xiàn)在以下3個(gè)方面。

1) 仿真實(shí)驗(yàn)領(lǐng)域本構(gòu)模型的構(gòu)建。構(gòu)建發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部各主要部件的更加準(zhǔn)確的本構(gòu)模型。普遍做法是由單純線性本構(gòu)模型轉(zhuǎn)為非線性本構(gòu)模型的描述，構(gòu)建包括殼體、絕熱層、包覆層等更加詳實(shí)的模型。

2) 仿真實(shí)驗(yàn)領(lǐng)域環(huán)境載荷的施加。施加最大限度接近實(shí)際環(huán)境的溫度、振動(dòng)、內(nèi)壓等載荷，提高仿真可信度。溫度載荷考慮大尺度、寬范圍，引入熱傳播的空氣對(duì)流和熱傳導(dǎo)、考慮非均勻溫度場(chǎng)的影響等。振動(dòng)載荷考慮獲取實(shí)際環(huán)境的振動(dòng)譜，利用實(shí)際測(cè)量的振動(dòng)譜作為激勵(lì)是最精確的途徑，但是存在耗時(shí)耗力的缺點(diǎn)，普遍做法是構(gòu)建各運(yùn)載工具的動(dòng)力學(xué)模型，通過振動(dòng)試驗(yàn)臺(tái)等獲取試驗(yàn)功率譜。

3) 技術(shù)探測(cè)領(lǐng)域各手段的使用。結(jié)合最新的監(jiān)測(cè)手段，采用聲全息、高能射線探傷、工業(yè)CT檢測(cè)等技術(shù)，深入直觀地描述推進(jìn)劑藥柱中存在的氣孔、裂紋等微小缺陷或損傷，為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的研究拓展技術(shù)手段。