杜大華，李斌

1.液體火箭發(fā)動機技術(shù)重點實驗室，西安 710100

2.航天推進(jìn)技術(shù)研究院，西安 710100

大推力液體火箭發(fā)動機作為大型火箭的主動力，是火箭的“心臟”，其性能和可靠性直接關(guān)系到航天事業(yè)的發(fā)展［1］。液體火箭主發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜、服役環(huán)境極端，極致輕量化，復(fù)雜燃燒、流動與機械振動等誘發(fā)的結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題異常突出，發(fā)動機是導(dǎo)彈武器、航天運載器故障率最高的子系統(tǒng)，可高達(dá)51%，且以渦輪泵、推力室、管路連接故障最為常見。據(jù)NASA統(tǒng)計，在飛行器所發(fā)生的重大事故中，40%均與振動有關(guān)。除去人為、超常環(huán)境因素外，在重復(fù)載荷作用下疲勞破壞是影響結(jié)構(gòu)安全性的最主要因素［2］。

在國外，發(fā)動機結(jié)構(gòu)振動問題早已引起從事航空航天等科研部門的充分重視，他們對發(fā)動機結(jié)構(gòu)進(jìn)行了系統(tǒng)性研究。在標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范及設(shè)計準(zhǔn)則中提出了各種設(shè)計、分析和試驗考核要求，如美軍標(biāo)《Engine structural integrity program》［3］指出，發(fā)動機必須滿足結(jié)構(gòu)完整性的要求。建立了《Spacecraft mechanical loads analysis handbook》［4］、《Dynamic environmental criteria》［5］、NASA/ESA模型質(zhì)量評價標(biāo)準(zhǔn)［6-7］、發(fā)動機強度與壽命評定條件［8］、液體火箭發(fā)動機評估與試驗要求［9］等，可對發(fā)動機結(jié)構(gòu)強度裕度與工作可靠性進(jìn)行系統(tǒng)性分析。

錢令希院士指出“傳統(tǒng)設(shè)計在某種程度上可以說是一種藝術(shù)，而優(yōu)化設(shè)計才是科學(xué)”。航天器設(shè)計主要走以試驗驗證為主的路線，結(jié)構(gòu)設(shè)計已從靜態(tài)設(shè)計轉(zhuǎn)為靜態(tài)、動態(tài)設(shè)計［10］。傳統(tǒng)的“靜力/疲勞強度設(shè)計、動強度校核”以及“非主承力結(jié)構(gòu)等出了動強度問題再說”的設(shè)計習(xí)慣會造成新研制發(fā)動機動力學(xué)品質(zhì)的先天不足［11］。

發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計技術(shù)的發(fā)展直接關(guān)系到航天器與運載火箭的設(shè)計水平，甚至決定著航天任務(wù)的成?。?2］。由于中國的航天工業(yè)起步相對較晚，在發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計、評估及標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范等方面，與美俄航天強國相比仍有一定的差距。另外，隨著航天技術(shù)的快速發(fā)展，世界各航天大國逐步開展了航天運輸系統(tǒng)的升級換代，商業(yè)化驅(qū)動下的低成本、重復(fù)使用和航班化航天運輸已成為世界各國關(guān)注的焦點［13］，開展液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計是可重復(fù)使用發(fā)動機研制必須解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。

因此，本文針對發(fā)動機結(jié)構(gòu)關(guān)鍵動力學(xué)問題與動力學(xué)設(shè)計實際工程需要，詳細(xì)介紹發(fā)動機載荷預(yù)計、動力學(xué)建模及模型修正、動強度評估與壽命評定、結(jié)構(gòu)動力學(xué)優(yōu)化及抗疲勞設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)，以期為液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展提供支撐。

1 載荷預(yù)計

將發(fā)動機服役的載荷環(huán)境分為靜態(tài)與動態(tài)2大類。靜態(tài)載荷包括安裝載荷、預(yù)冷載荷、壓力、溫度、離心力和火箭加速慣性力等。動態(tài)載荷有：燃燒組件燃燒產(chǎn)生的隨機載荷、渦輪泵流體流動產(chǎn)生流動“噪聲”、通道分流諧波與轉(zhuǎn)子動不平衡、軸承退化/摩擦產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)諧波載荷、管道/閥門內(nèi)流體脈動與沖擊、發(fā)動機及火箭飛行中的氣動與噪聲、級間分離沖擊載荷、地面運輸載荷，二級、上面級發(fā)動機工作前還將經(jīng)歷一級或下面級發(fā)動機工作時產(chǎn)生的聲振環(huán)境。

Harry［14］認(rèn)為，航天飛機主發(fā)動機（SSME）故障主要是由于設(shè)計不足，其根源是缺乏對動態(tài)載荷的充分了解。MIL-STD-810強調(diào)了載荷預(yù)示、響應(yīng)分析和數(shù)據(jù)統(tǒng)計方法的重要性，需將強度與載荷環(huán)境一并考慮。目前，對靜態(tài)載荷的研究比較充分，而針對動態(tài)載荷的產(chǎn)生機理、獲取途徑、分析方法等方面還有待進(jìn)一步研究。

1.1 動力學(xué)試驗

NASA研究人員Jack Bunting說：“不在現(xiàn)在試驗，就在將來試驗”。發(fā)動機典型零部組件及整機動力學(xué)試驗在其研制中是一項非常重要的工作。近年來，隨著試驗仿真技術(shù)的日漸成熟，“計算試驗”已成為動力學(xué)試驗的有力補充。

長期以來，航天結(jié)構(gòu)的靜/動強度主要依賴于力學(xué)環(huán)境試驗考核［15］。然而，由于試驗?zāi)芰Φ南拗坪驮囼灣杀镜募s束，在地面上對預(yù)期使用環(huán)境的真實模擬有一定難度。因此，即便是對力學(xué)環(huán)境考核試驗，仍需解決以下2個問題：一是實驗室環(huán)境試驗條件如何代表真實的工作載荷環(huán)境；二是環(huán)境試驗條件與真實的工作載荷環(huán)境不一致所造成的影響如何評估（如天地一致性問題）。其本質(zhì)是地面試驗與工作環(huán)境下結(jié)構(gòu)損傷的等效問題，而問題的解決依賴于準(zhǔn)確的動力學(xué)分析和試驗，以及動強度與壽命定量評估方法。

1.2 載荷數(shù)據(jù)測試

目前，發(fā)動機載荷數(shù)據(jù)的主要獲取途徑有數(shù)值計算、地面試驗測試與飛行遙測。利用多場計算軟件及高性能仿真分析平臺，可得到渦輪泵、燃燒組件、管路及自動器的內(nèi)部載荷。在振動試驗、水力試驗及熱試車等的基礎(chǔ)上，采用先進(jìn)傳感器技術(shù)與測試手段（如光纖應(yīng)變測量、數(shù)字圖像相關(guān)（DIC）技術(shù)等）對信息智能感知以獲得環(huán)境載荷。另外，也可借助飛行遙測數(shù)據(jù)，采取包絡(luò)、統(tǒng)計分析的方法得到載荷數(shù)據(jù)。

在對測試數(shù)據(jù)的處理中，目前已制定了相應(yīng)的規(guī)范，如《液體火箭發(fā)動機試驗數(shù)據(jù)處理方法》（QJ1492A-2005）等。通過多源信息融合、大數(shù)據(jù)快速挖掘及數(shù)據(jù)特征準(zhǔn)確提取，可掌握發(fā)動機結(jié)構(gòu)的動力特征與動態(tài)響應(yīng)規(guī)律，并可依此制定力學(xué)環(huán)境試驗條件等。

1.3 載荷識別

發(fā)動機3大振源載荷呈現(xiàn)空間分布場的形式，主要集中在中、高頻，振動能量分布的隨機性較大。發(fā)動機試車及飛行中，各主部件和界面處所測得的振動加速度是結(jié)構(gòu)響應(yīng)而并非激勵，將響應(yīng)數(shù)據(jù)作為振動激勵的輸入并不合適。因此，需要將激勵源附近測得的加速度轉(zhuǎn)換成主振源相應(yīng)位置上的力，即多源復(fù)雜載荷識別與等效，重構(gòu)結(jié)構(gòu)所服役的載荷環(huán)境是進(jìn)行發(fā)動機動力學(xué)設(shè)計面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)之一。

載荷識別屬于振動的第2類反問題［4］。數(shù)學(xué)上大部分反問題都是不適定的，即反問題至少不滿足解的存在性、唯一性和穩(wěn)定性3個條件中的1個。動態(tài)載荷識別是利用已知系統(tǒng)的動態(tài)特性和響應(yīng)，反演作用于結(jié)構(gòu)上的外部載荷。發(fā)動機多源載荷識別是對發(fā)動機部件界面激勵載荷的辨識［16-17］，即動態(tài)激勵力的直接測量或間接計算。

Christensen等［18］給出了幾種再現(xiàn)發(fā)動機振動環(huán)境的方法。Belelloch［19］提出了一種進(jìn)行發(fā)動機振動響應(yīng)匹配的方法。通過經(jīng)驗貝葉斯（EB） 方法估計有限脈沖響應(yīng) （FIR） 函數(shù)，利用FIR函數(shù) 、加速度響應(yīng)和貝葉斯公式，并運用哈密頓蒙特卡羅 （HMC） 采樣器開展了發(fā)動機的多源載荷識別［20］。目前，關(guān)于外部動載荷（特別是集中載荷）識別方面的研究較多，而關(guān)于內(nèi)部動載荷、分布隨機動載荷辨識方面的研究則較少。另外，研究工作主要集中在針對確定性結(jié)構(gòu)動載荷的識別方法，而對非確定性結(jié)構(gòu)動載荷準(zhǔn)確識別卻有一定的難度［21］。

對于液體火箭發(fā)動機，可采用基于響應(yīng)一致的力學(xué)環(huán)境復(fù)現(xiàn)方法，以進(jìn)行發(fā)動機多源振動載荷傳遞路徑分析（TPA）、識別、等效與重構(gòu)。路廣霖等［22］采用了一種基于Tikhonov加權(quán)正則化的TPA技術(shù)，通過多源振動載荷傳遞路徑試驗系統(tǒng)，對3大振源同時激勵以獲取激振力與結(jié)構(gòu)響應(yīng)的相關(guān)特征，并分析不同激勵源在不同頻率下對結(jié)構(gòu)響應(yīng)的貢獻(xiàn)量，如圖1所示。

圖1 多源振動載荷傳遞路徑試驗Fig.1 Transfer path test of multi-source vibration loads

此外，在多源振動載荷等效、傳遞機理及力學(xué)環(huán)境重構(gòu)中，西安航天動力研究所研究了發(fā)動機多源振動載荷時/頻域等效方法，多源多路徑振動耦合傳遞規(guī)律及多源振動對響應(yīng)的貢獻(xiàn)量，提出了基于逆矩陣法的界面載荷識別技術(shù)及基于響應(yīng)一致原則的力學(xué)環(huán)境復(fù)現(xiàn)方法［23］，以此為基礎(chǔ)并結(jié)合試驗構(gòu)建了液體火箭發(fā)動機試驗全景數(shù)據(jù)庫（圖2）。

圖2 發(fā)動機試驗全景數(shù)據(jù)庫Fig.2 Test panorama database of engines

1.4 振動疲勞載荷譜編制

發(fā)動機振動疲勞載荷譜編制是進(jìn)行結(jié)構(gòu)壽命預(yù)測的重要工作。考慮到發(fā)動機振動載荷的復(fù)雜性，進(jìn)行準(zhǔn)確的載荷譜編制有一定難度。因此，在考慮綜合環(huán)境效應(yīng)下，通過開展編譜方法研究，提出適用于火箭發(fā)動機振動疲勞載荷譜的編制技術(shù)。

對載荷譜簡化與加重，必須保證與原始譜的一致性，遵循損傷等效、有限目標(biāo)、主要損傷部位和損傷模式一致等原則。對載荷譜加速編輯處理［24］分時域、頻域及時頻域方法。時域載荷譜只保留原始數(shù)據(jù)的幅值、均值、載荷頻次信息。頻域譜能有效反映數(shù)據(jù)的頻率及能量信息，而現(xiàn)有頻域疲勞加速方法研究主要集中在單軸方面，相關(guān)多軸同步加速的方法較少；在加速耐久性試驗中對多軸載荷譜進(jìn)行編制，可采用小波變換法［25］。時頻耦合疲勞載荷譜編制［26］是基于雨流計數(shù)法，可獲得時序下各載荷點的幅值和均值，以及相應(yīng)發(fā)生的頻次；在數(shù)據(jù)處理中，保留時間軸信息，采取改進(jìn)的包含時間信息的雨流計數(shù)法（RFC），實現(xiàn)對載荷序列的載荷、頻次、頻率的耦合統(tǒng)計，但此方法多針對共振模式的振動疲勞問題。

2 動力學(xué)建模及模型修正

2.1 結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模

有限元法（FEM）、子結(jié)構(gòu)法已成為解決結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題的主要方法。整體FEM在處理大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題時效率偏低，有時可能會失效；單級子結(jié)構(gòu)法在獲取各子結(jié)構(gòu)間組集關(guān)系及模態(tài)信息時有很多不足，導(dǎo)致求解復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題的精度與效率得不到保證。然而，多重多級動態(tài)子結(jié)構(gòu)法［27-28］除可彌補上述不足之外，對分析大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題優(yōu)勢更加明顯。

對于低頻動力學(xué)問題，通常采取“積木式”由零部組件到整機的分層級建模思想［29-30］和子結(jié)構(gòu)試驗建模綜合技術(shù)。先進(jìn)行建模技術(shù)研究，建立各部件有限元模型；其次，在保證部組件準(zhǔn)確建模的基礎(chǔ)上，組集得到整機三維動力學(xué)模型；最后，依據(jù)試驗數(shù)據(jù)對數(shù)學(xué)模型進(jìn)行修正和確認(rèn)，最終得到準(zhǔn)確的發(fā)動機動力學(xué)模型。在對原始復(fù)雜的物理模型進(jìn)行合理等效時，需考慮對整機動力學(xué)影響較大的重要組件、主要連接等，而忽略對低頻特性影響較小的部件和細(xì)節(jié)等次要因素，使模型既簡單又能真實地反映結(jié)構(gòu)的低頻特性。因此，總的建模原則是準(zhǔn)確模擬發(fā)動機的剛度和質(zhì)量分布，使建立的模型能準(zhǔn)確地反映所關(guān)心模態(tài)的變形能和動能。建模流程如圖3所示。

圖3 發(fā)動機結(jié)構(gòu)低頻動力學(xué)建模流程Fig.3 Modeling process of low frequency dynamics for engine structures

目前，中國已建立健全了在役、預(yù)研火箭主發(fā)動機的結(jié)構(gòu)動力學(xué)模型（圖4）。在此基礎(chǔ)上，開展了某型120 t級液氧煤油發(fā)動機低頻動力學(xué)優(yōu)化設(shè)計，并成功應(yīng)用于新一代三型火箭總體控制及彈簧蹺振（POGO）振動設(shè)計［31］。

圖4 發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)模型庫Fig.4 Dynamics model library of engine structures

對于中頻動力學(xué)問題，一般采用FEM與邊界元法（BEM）［32］、BEM與統(tǒng)計能量法（SEA）組合的混合元法［33］，而分析高頻動力學(xué)問題則直接采用SEA［34］。對于FEM，在低頻易于實現(xiàn)且精度較高，但隨著頻率增高，模態(tài)數(shù)急劇增多，計算量快速增大，且在處理不確定因素較多的問題時能力不足。SEA把研究對象從總體中抽取出來，忽略某些細(xì)節(jié)，而主要關(guān)注結(jié)構(gòu)響應(yīng)在頻域、空間上的統(tǒng)計特征，該方法適用于分析含有高頻、密模態(tài)復(fù)雜系統(tǒng)的耦合動力學(xué)問題。

2.2 模型修正技術(shù)

由于發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜、連接與約束形式多樣，材料、工藝、安裝誤差及非線性，無法準(zhǔn)確定量的動態(tài)阻尼，各種理論假設(shè)的引入，對邊界條件的近似，大量的簡化及不確定因素等，使得理論有限元模型難以真實地反映實際結(jié)構(gòu)的動力特征與行為，需要采用模型修正技術(shù)對建立的初始有限元模型進(jìn)行修正［35］。

通常，模型修正最終都要轉(zhuǎn)化為一個優(yōu)化問題。主要的模型修正方法有：① 基于模態(tài)參數(shù)的模型修正［36］，由于模態(tài)阻尼受環(huán)境及測量條件限制的影響較大，目前基于模態(tài)參數(shù)的模型修正研究，主要集中在以模態(tài)頻率及模態(tài)振型為目標(biāo)函數(shù)的修正方法［37］。② 基于頻響函數(shù)（FRF）的模型修正［38］，模態(tài)參數(shù)只表示結(jié)構(gòu)在共振頻率附近的動力學(xué)特征，而FRF則表示結(jié)構(gòu)在一個較寬頻帶范圍內(nèi)的動力學(xué)特性，故直接使用FRF進(jìn)行模型修正可以利用到更為豐富的信息，還避免了模態(tài)參數(shù)識別帶來的誤差影響。③ 基于時域動力學(xué)響應(yīng)的模型修正［39］，其實驗數(shù)據(jù)獲取簡單，對于結(jié)構(gòu)非線性、運行狀態(tài)結(jié)構(gòu)等難以利用模態(tài)參數(shù)或FRF數(shù)據(jù)進(jìn)行模型修正的情況更加適用。

目前，NASA［6］、ESA［7］已建立較為完善的模型質(zhì)量評價標(biāo)準(zhǔn)，如SMC-S-004、Chuang［40］、Link和Friswell［41］提出了評價模型修正方法及模型修正效果的準(zhǔn)則。此外，西安航天動力研究所也提出了液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模、模型修正與評估的具體要求［12］。

3 動強度評估與壽命評定技術(shù)

動強度評估、壽命評定是進(jìn)行發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計的重要工作［42］。發(fā)動機結(jié)構(gòu)壽命是通過分析和試驗確定結(jié)構(gòu)在給定使用環(huán)境載荷下的可靠性壽命。Schijve［43］從哲學(xué)的角度提出材料與結(jié)構(gòu)的疲勞應(yīng)該研究什么。疲勞問題涉及到的研究內(nèi)容廣泛豐富，是一個多學(xué)科問題，見圖5。

圖5 結(jié)構(gòu)疲勞多學(xué)科問題Fig.5 Multidisciplinary problems of structural fatigue

確定疲勞壽命有試驗分析法和試驗法。研究疲勞分析方法的目標(biāo)之一，是降低疲勞分析對于大量試驗的依賴性，減少分析方法中的經(jīng)驗成分，目前已形成了多種疲勞壽命分析方法。

MIL-HDBK-1530指出，發(fā)動機必須滿足耐久性、損傷容限設(shè)計等要求。然而，液體火箭發(fā)動機因結(jié)構(gòu)復(fù)雜、載荷環(huán)境極端、失效模式多樣、源數(shù)據(jù)少、子樣小、地面試驗難度大等諸多因素影響，目前雖然對疲勞現(xiàn)象已有了較好的定性了解，但是壽命定量的準(zhǔn)確度仍然有限，針對發(fā)動機具體結(jié)構(gòu)/問題的壽命預(yù)測方法還處于發(fā)展階段，因此很好地認(rèn)識并理解所有的相關(guān)問題非常重要。

3.1 耐久性評定方法

耐久性［44］是發(fā)動機在一定時間內(nèi)抵抗開裂、腐蝕、材料退化、熱降格、涂鍍層熱失配、磨損及內(nèi)/外部物體損傷的能力。根據(jù)應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)表征方式的不同，可分為頻域法與時域法。壽命預(yù)測流程如圖6所示。

圖6 疲勞壽命預(yù)測流程Fig.6 Process of fatigue life prediction

細(xì)節(jié)疲勞額定值法（DFR）［45］，是在名義應(yīng)力法的基礎(chǔ)上提出的一種有效耐久性分析方法，以結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞額定值作為固有疲勞特性的度量，將結(jié)構(gòu)的疲勞/耐久性分析簡化為類似靜強度校核的形式，目前已廣泛應(yīng)用于結(jié)構(gòu)的疲勞壽命初步設(shè)計及耐久性分析。當(dāng)量原始疲勞質(zhì)量法［46-47］，是通過特定載荷譜下的疲勞試驗直接獲得結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處的裂紋形成和小裂紋擴展特性， 進(jìn)而估算細(xì)節(jié)在類似載荷譜作用下的疲勞壽命。

對于如渦輪盤、燃燒室等典型結(jié)構(gòu)，在起動/關(guān)機瞬變、穩(wěn)定工作極端載荷作用下，將引起結(jié)構(gòu)初始損傷至疲勞、蠕變與棘輪等多種損傷交互與時序效應(yīng)［48］，需研究多態(tài)交互場景下的結(jié)構(gòu)動力行為、演變規(guī)律與失效機理，清楚壽命主控因素，并提出相應(yīng)的延壽技術(shù)。

3.2 損傷容限評估技術(shù)

損傷容限［49］是結(jié)構(gòu)在規(guī)定的不維修使用周期內(nèi)，結(jié)構(gòu)抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷引起破壞的能力，損傷容限評估是對含損傷結(jié)構(gòu)的裂紋擴展壽命和剩余強度進(jìn)行分析。

基于斷裂力學(xué)的裂紋擴展分析方法是疲勞壽命預(yù)測的另一條技術(shù)途徑，通常適用于宏觀裂紋擴展階段（圖7）。依據(jù)經(jīng)驗，液體火箭發(fā)動機管路等結(jié)構(gòu)的疲勞總壽命受裂紋萌生階段的短裂紋主導(dǎo)，短裂紋階段的擴展行為與同種材料的長裂紋擴展行為有明顯差異。在相同的應(yīng)力強度因子作用下，短裂紋的擴展速率高于長裂紋，并且在低于長裂紋門檻值的情況下短裂紋仍能擴展，即所謂的“短裂紋效應(yīng)”。

圖7 裂紋擴展過程Fig.7 Process of crack growth

依據(jù)Paris裂紋擴展速率定義，考慮殘余塑性變形，采用Newman塑性閉合模型，引入裂紋前緣三維約束效應(yīng)對長裂紋進(jìn)行修正。拓展應(yīng)用到自然萌生的短裂紋壽命分析，可采用NASGRO裂紋擴展速率公式

式中：a為裂紋長度；N為循環(huán)次數(shù)；C、n、p和q為與材料有關(guān)的參數(shù)；f為Newman裂紋閉合公式；R為應(yīng)力比；ΔK和Kmax分別為應(yīng)力強度因子范圍和最大值；ΔKth是裂紋擴展閾值；Kc是材料斷裂韌性。

為滿足安全壽命的要求，小于無損檢測（NDI）閾值的裂紋在結(jié)構(gòu)部件的服役壽命周期內(nèi)不得擴展到非穩(wěn)定狀態(tài)［9］。劉士杰和梁國柱［50］指出，盡管裂紋擴展理論研究早已開展，但目前在國內(nèi)實際工程應(yīng)用中對渦輪葉片壽命關(guān)鍵件一般不采取損傷容限設(shè)計。

3.3 多/跨尺度疲勞分析技術(shù)

疲勞發(fā)生在微觀尺度上，但最終結(jié)果則是宏觀尺度上的疲勞斷裂。疲勞損傷是一個從微觀到宏觀的跨尺度行為，一般都會經(jīng)歷微觀小裂紋、物理小裂紋、長裂紋等階段（見圖8），小裂紋擴展占總壽命的70%～80%。微觀疲勞模型無法直接用于宏觀結(jié)構(gòu)的疲勞壽命預(yù)測，因此需利用多尺度技術(shù)建立微觀、宏觀模型之間的聯(lián)系，將微觀尺度模型的計算結(jié)果拓展到宏觀模型上［51-52］。多尺度疲勞分析法為裂紋形成階段與擴展階段進(jìn)行統(tǒng)一分析奠定了基礎(chǔ)［53］。通過對跨尺度損傷過程進(jìn)行數(shù)值模擬，弄清結(jié)構(gòu)損傷的演化過程及機理，對結(jié)構(gòu)的剩余壽命預(yù)估從細(xì)觀的維度提供可行、高效的數(shù)值研究手段。Schijve［42］指出，研究工作的第一步應(yīng)該聚焦于對微觀尺度的觀察，采用金屬物理的理論來描述該現(xiàn)象。

圖8 疲勞壽命的不同階段及影響因素Fig.8 Different stages and influencing factors of fatigue life

液體火箭發(fā)動機是由材料-結(jié)構(gòu)-發(fā)動機組成的復(fù)雜系統(tǒng)，極端環(huán)境下結(jié)構(gòu)失效是由不同尺度和層級下相關(guān)聯(lián)的事件所導(dǎo)致。因此，需研究極端環(huán)境下材料-結(jié)構(gòu)-發(fā)動機一體化的跨尺度評估體系，進(jìn)而合理評價發(fā)動機系統(tǒng)的概率風(fēng)險。

目前，多尺度壽命評定方法正在迅速發(fā)展。然而，至今所開展的研究多是在材料層面探討疲勞損傷如何在微/細(xì)觀尺度上產(chǎn)生、發(fā)展，并進(jìn)而引起宏觀尺度上的破壞；研究對象主要集中在實驗室試驗件，缺乏工程應(yīng)用實踐。其次，為深入研究損傷機制，需在模型中植入較多微/細(xì)觀細(xì)節(jié)，這會導(dǎo)致模型規(guī)模龐大，從而造成高計算成本甚至無法求解，且現(xiàn)有多尺度疲勞分析方法中存在計算精度與成本之間的矛盾，以現(xiàn)有技術(shù)條件這種矛盾很難在短期內(nèi)得到解決。因此，如何建立多尺度模型以最低的計算代價從微、細(xì)觀維度研究結(jié)構(gòu)的跨尺度損傷機理及演變過程，以進(jìn)行宏觀層面上剩余壽命預(yù)測是一項極具挑戰(zhàn)性的工作［2］。

3.4 疲勞壽命可靠性

分散系數(shù)是結(jié)構(gòu)壽命可靠性的重要指標(biāo)，為中值壽命N50與指定可靠度指標(biāo)下使用壽命Np的比值。因加工與使用中材料、尺寸、環(huán)境載荷、初始/邊界條件等的隨機性，疲勞壽命通常存在較大的分散性。Schijve［42］認(rèn)為，影響因素多導(dǎo)致壽命分散性大，對疲勞壽命的準(zhǔn)確定量是困難的，但在數(shù)量級上具有指導(dǎo)意義，故壽命準(zhǔn)確定量是不科學(xué)的，只能是可靠估計。確定性壽命預(yù)估很難保證壽命的可靠度，傳統(tǒng)的安全系數(shù)方法，為了保守設(shè)計通常取較大的安全系數(shù)，這容易造成使用壽命的浪費，且用概率壽命進(jìn)行評估將更加科學(xué)。由于發(fā)動機系統(tǒng)的高功效及結(jié)構(gòu)的高效率，系統(tǒng)對于設(shè)計和性能參數(shù)不確定性的敏感度就越高［54］。用概率設(shè)計裕度代替?zhèn)鹘y(tǒng)的安全系數(shù)或確定性裕度更能準(zhǔn)確地表征結(jié)構(gòu)響應(yīng)的變化。

文獻(xiàn)［3］提到采用概率設(shè)計的思想，要求疲勞設(shè)計應(yīng)當(dāng)包含“頻率概率設(shè)計裕度”與“概率振動應(yīng)力裕度”2個層次。文獻(xiàn)［9］對使用壽命系數(shù)（SLF）提出要求，在考慮疲勞分析系數(shù)（FAF）下，低周疲勞（LCF）取4.0，高周疲勞（HCF）為10.0。姜金朋等［55］在考慮材料屬性、幾何參數(shù)、工作載荷等變量的隨機性下，通過建立可靠性分析模型來預(yù)測液體火箭發(fā)動機渦輪葉片概率疲勞壽命，見圖9［55］。近年來，基于數(shù)字孿生［56］、代理模型［57］等技術(shù)研究概率疲勞壽命的分析方法也得到了發(fā)展。

圖9 概率壽命分析流程［55］Fig.9 Analysis process of probabilistic life［55］

4 結(jié)構(gòu)動力學(xué)優(yōu)化及抗疲勞設(shè)計

對發(fā)動機結(jié)構(gòu)按照動力學(xué)指標(biāo)要求進(jìn)行設(shè)計，以滿足對振動特性、響應(yīng)及穩(wěn)定性的要求。通常情況，結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計實際上是動力學(xué)優(yōu)化設(shè)計。結(jié)構(gòu)優(yōu)化［58］涉及研制全過程，需考慮發(fā)動機結(jié)構(gòu)各設(shè)計準(zhǔn)則要求，采用優(yōu)化設(shè)計技術(shù)以實現(xiàn)結(jié)構(gòu)的預(yù)計功能。近年來，基于可靠性［59］、魯棒性［60］等優(yōu)化設(shè)計方法已成為研究的重點。Schijve［42］建議，承受動態(tài)載荷的結(jié)構(gòu)應(yīng)進(jìn)行抗疲勞設(shè)計，如何進(jìn)行抗疲勞設(shè)計顯然與所要實現(xiàn)的目標(biāo)相關(guān)（圖10）。此外，抗疲勞設(shè)計需要理解、想象和經(jīng)驗，是一項極具挑戰(zhàn)性的工作。

圖10 與抗疲勞設(shè)計有關(guān)的課題Fig.10 Topics related to anti-fatigue design

4.1 渦輪泵系統(tǒng)抗復(fù)合疲勞設(shè)計

渦輪泵是泵壓式液體推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)的重要部件，是液體火箭發(fā)動機故障率最高、危害性最大的部件，也是可重復(fù)使用發(fā)動機中使用壽命最短的主部件［61］。幾乎所有大型液體火箭發(fā)動機渦輪泵在研制或服役過程中均發(fā)生過疲勞導(dǎo)致的故障，涉及到渦輪泵所有零部組件，如掉葉、斷軸、軸承故障、密封失效及靜子葉柵裂紋等。渦輪泵疲勞是可重復(fù)使用發(fā)動機必須重點解決的問題之一。因此，研究渦輪泵復(fù)雜載荷預(yù)示與耦合作用機理、振動抑制及抗疲勞設(shè)計方法對于大推力發(fā)動機研制有著重要的意義，如圖11所示。

圖11 渦輪泵流體激振模式Fig.11 Modes of fluid excitation in turbine pumps

中國為解決某型高壓補燃液氧煤油火箭發(fā)動機渦輪泵振動大的問題，開展了泵流體激振機理及振動控制技術(shù)研究。通過建立渦輪泵流體激振分析模型、流固耦合模型、阻尼密封和轉(zhuǎn)子動力學(xué)模型，揭示泵流體激振（空化［62］、動靜干涉［63］、間隙密封流體激振等）的特征、機理及影響規(guī)律，形成系統(tǒng)有效的渦輪泵流體激振分析、評估技術(shù)，突破了補燃發(fā)動機渦輪泵流體激振控制技術(shù)（額定工況下振動量級降低約62%）。

渦輪泵動力學(xué)設(shè)計主要面臨2大類問題：一是渦輪泵軸系及其支撐結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)子動力學(xué)問題，涉及轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速、動平衡、穩(wěn)定性、次/超同步振動、動力學(xué)優(yōu)化、關(guān)鍵裝配參數(shù)影響、相關(guān)的轉(zhuǎn)子/密封動力特性試驗等；二是流致振動問題，主要包括誘導(dǎo)輪空化激振［64-65］、動靜干涉流體激振［63］、間隙密封流動激振［66］及渦輪流體誘發(fā)振動［67］等。對于一次性使用發(fā)動機，應(yīng)重點關(guān)注誘導(dǎo)輪空化激振、轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動水平過高、流固耦合共振、輪盤行波振動、應(yīng)力集中與加工缺陷等。對于可重復(fù)使用發(fā)動機，應(yīng)進(jìn)行軸低/高周振動疲勞、泵高低周復(fù)合疲勞/超高周疲勞與渦輪葉盤低周熱機疲勞、蠕變加速損傷下高周振動疲勞等研究。渦輪泵抗疲勞設(shè)計具體內(nèi)容包括：

1） 渦輪泵流體激振控制的首要任務(wù)是控制誘發(fā)渦輪泵振動的流體激振力，即進(jìn)行流場優(yōu)化，控制空化、流固耦合以及湍流等各種誘發(fā)振動的因素。如對渦輪靜子葉片數(shù)及其不對稱非諧設(shè)計，可降低渦輪腔內(nèi)壓力脈動；改變動、靜組件葉片數(shù)以提高葉片的耦合階次，增加轉(zhuǎn)動件、支撐結(jié)構(gòu)的剛度與緊固件的擰緊力矩。

2） 動特性分析與設(shè)計，利用Campbell圖、SAFE公式、“三重點”法進(jìn)行振動安全評估與抗共振設(shè)計。

3） 動響應(yīng)分析，考慮流體黏性阻尼與結(jié)構(gòu)阻尼，開展基于動響應(yīng)測試反演系統(tǒng)阻尼參數(shù)的識別技術(shù)研究，如“whirligig”試驗。

4） 開展振動傳遞路徑優(yōu)化與振動響應(yīng)控制，如阻尼密封（圖12）可降低振動傳遞率及提高轉(zhuǎn)子穩(wěn)定性，將渦輪盤-軸連接方式由整體式改為分體式（圖13）、盤上采用隔熱阻尼層可增加結(jié)構(gòu)阻尼，從而減小振動響應(yīng)。

圖12 阻尼密封Fig.12 Damper seals

圖13 渦輪盤-軸連接方式Fig.13 Connection methods between turbine disk and shaf

5） 對于渦輪內(nèi)聲共振問題，聲共振的能量源自分離流引起的脫落渦，目前控制聲共振常見的方法主要是對尾跡進(jìn)行干預(yù)［68］。

6） 對于渦輪葉盤，需考慮起動/關(guān)機、變工況過渡過程力熱沖擊效應(yīng)、時序效應(yīng)與交互耦合損傷的影響，研究復(fù)合疲勞分析方法。

7） 疲勞小裂紋擴展技術(shù)，研究燃料泵帶小裂紋結(jié)構(gòu)在振動環(huán)境下的壽命評估技術(shù)，給出裂紋量化檢測標(biāo)準(zhǔn)。

8） 對于超高周疲勞問題，需研究材料的超高周疲勞性能及壽命評估、試驗方法。

9） 其他還需解決寬范圍軸向力平衡、高速重載軸承、高速密封、轉(zhuǎn)子穩(wěn)定性以及增材制造結(jié)構(gòu)強度評估等一系列關(guān)鍵技術(shù)。

4.2 推力室結(jié)構(gòu)熱機疲勞控制

燃燒部件包括推力室與燃?xì)獍l(fā)生器，發(fā)生器的主要失效模式及研究方法與推力室類似，在此不做專門介紹。推力室是發(fā)動機的主體，其故障率位于整個發(fā)動機故障的第2位，故障主要涉及流熱聲振耦合［69］、熱機疲勞（TMF）［70］、噴注耦合振動［71］和噴管側(cè)向力問題［72］等。研究表明，推力室的失效模式受多種因素影響，主要是塑性應(yīng)變及低周疲勞、高溫蠕變、棘輪應(yīng)變效應(yīng)等；同時這些因素以相互耦合的形式作用到結(jié)構(gòu)上，使對結(jié)構(gòu)失效機理的分析變得更加復(fù)雜，熱機疲勞是燃燒部件熱結(jié)構(gòu)最主要的失效模式之一。

SSME、Vuclain和RS-68等高壓大熱流密度火箭發(fā)動機在多次熱試車后，在推力室喉部上游收斂段均出現(xiàn)不同程度的裂紋，并產(chǎn)生“Dog house”現(xiàn)象［73］。RD-170、RD-180推力室在多次熱試車后，在推力室喉部附近的涂鍍層上產(chǎn)生了明顯的裂紋。中國某型氫氧火箭發(fā)動機推力室內(nèi)壁在經(jīng)過4次試車后也出現(xiàn)梳狀裂紋，內(nèi)壁向燃燒室內(nèi)鼓起。

目前，中國已進(jìn)行了再生冷卻推力室［70］及渦輪盤［74］等典型熱端結(jié)構(gòu)低周疲勞壽命預(yù)測及延壽技術(shù)研究。通過分析起動/關(guān)機瞬變、穩(wěn)定工作過程復(fù)雜多場載荷耦合作用機制，研究了主要失效模式、交互損傷機理及壽命預(yù)測方法，并進(jìn)行了抗疲勞設(shè)計，研究成果已為發(fā)動機典型熱應(yīng)力結(jié)構(gòu)可靠性提升、可重復(fù)使用發(fā)動機壽命型可靠性設(shè)計等提供關(guān)鍵技術(shù)支撐。

對于再生冷卻推力室熱機疲勞控制與重復(fù)使用技術(shù)，主要從以下幾方面考慮：

1） 開展發(fā)動機熱力組件高效穩(wěn)定燃燒及裕度評估技術(shù)研究，提高穩(wěn)定燃燒質(zhì)量，降低振（聲）源強度。

2） 采用長壽命的內(nèi)壁材料（高激活能、高強度與蠕變強度，合理熱導(dǎo)率與延展性）。

3） 采用可靠冷卻技術(shù)，如內(nèi)壁采用多條液氣膜內(nèi)冷卻環(huán)帶［75］、人為粗糙度強化換熱［76］、內(nèi)壁銑槽結(jié)構(gòu)和熱障涂層（TBC）［77］等。

4） 在保證極限承載能力的前提下，采用允許內(nèi)壁變形的低剛度外壁，可降低推力室內(nèi)壁應(yīng)力比R，但這與外壁具備良好的承載能力相矛盾。

5） 優(yōu)化技術(shù)，如新工藝、冷卻方式、冷卻通道結(jié)構(gòu)形式與尺寸參數(shù)［78］、工作時序（特別針對力熱沖擊問題）、壓力/溫度參數(shù)等。

4.3 管路與連接結(jié)構(gòu)抗疲勞設(shè)計

管路系統(tǒng)是發(fā)動機介質(zhì)傳輸與能量傳遞的重要通道，是發(fā)動機故障率較高的組件之一。故障模式多為低周大應(yīng)力疲勞與密封失效，主要是由強振動、異源/多源機械載荷激勵與非協(xié)調(diào)振動所引起，且多發(fā)生在焊接結(jié)構(gòu)、尺寸/缺口效應(yīng)顯著等位置。

管路與連接的故障模式多樣，隨機影響因素眾多，多源/異源/多場耦合作用機理復(fù)雜，目前尚缺乏有效的評估方法，試驗驗證難度大，且對管路結(jié)構(gòu)進(jìn)行抗疲勞設(shè)計存在一定的困難。疲勞是連接接頭的藝術(shù)［42］，采用完全理性的方法來定量考慮對疲勞的影響因素是困難的。

至今，中國已開展了大量的發(fā)動機管路連接結(jié)構(gòu)振動疲勞壽命預(yù)測與驗證技術(shù)研究工作，見圖14。建立了液體火箭發(fā)動機力學(xué)環(huán)境載荷分析、疲勞載荷譜編制、基于損傷累積的管路連接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)估、基于損傷等效與壽命一致性原則的壽命驗證試驗的統(tǒng)一分析方法［79］，形成了發(fā)動機管路結(jié)構(gòu)強振動下壽命定量分析及判斷準(zhǔn)則。另外，進(jìn)行了泵后擺發(fā)動機高溫高壓燃?xì)鈸u擺軟管關(guān)鍵結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)研究；解決了搖擺軟管構(gòu)型及其數(shù)學(xué)描述問題，完成了結(jié)構(gòu)安全裕度評價方法和設(shè)計準(zhǔn)則研究，開展了燃?xì)夂腿剂蠐u擺軟管的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計，并在高壓搖擺特性、壽命、穩(wěn)定性及熱態(tài)搖擺等試驗技術(shù)方面取得了重大的技術(shù)突破。

圖14 管路及連接結(jié)構(gòu)壽命預(yù)測流程Fig.14 Life prediction process of pipeline and connection structures

對液體火箭發(fā)動機管路系統(tǒng)振動進(jìn)行主被動控制，開展管路與連接結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計，主要從以下幾方面考慮：

1） 合理選取結(jié)構(gòu)材料。

2） 一體化設(shè)計，降低缺口效應(yīng)、尺寸效應(yīng)、剛度不匹配的影響。

3） 減小加工、焊接、裝配等對疲勞性能的影響。

4） 進(jìn)行管路頻率管理設(shè)計與動增益控制設(shè)計，如俄羅斯中央機械研究院要求“所有管路振動放大系數(shù)不能超過7”。

5） 降低結(jié)構(gòu)形式、敷設(shè)、約束對動強度的影響，提高接頭疲勞強度；優(yōu)化管線空間走向，利用約束阻尼層；優(yōu)化卡箍結(jié)構(gòu)、數(shù)量及約束位置，采用高阻尼支撐卡箍，并提高固定基礎(chǔ)剛度［80］。

6） 避免異源激勵、基礎(chǔ)運動等非協(xié)調(diào)振動問題。

7） 對于柔性管路流體引發(fā)的振動問題，可按文獻(xiàn)［81］進(jìn)行分析評估。

8） 模擬真實工作力熱環(huán)境下，開展管路振動疲勞可靠性等效試驗驗證。

焊接結(jié)構(gòu)的疲勞性能受多種因素影響，疲勞開裂中裂紋萌生對壽命的貢獻(xiàn)是可以忽略的，不能將焊接結(jié)構(gòu)的疲勞失效問題僅歸結(jié)為焊接質(zhì)量問題，需要考慮殘余應(yīng)力的影響；另外既要重視設(shè)計，也要重視驗證［82］。因此，需要加強焊接結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計理論與方法研究。

4.4 自動器結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計

液體火箭發(fā)動機自動器包括閥門、流量調(diào)節(jié)器等，其控制、調(diào)節(jié)過程涉及機械運動、瞬變流、力熱環(huán)境等多場耦合，工作條件復(fù)雜。在自動器液流試驗及發(fā)動機熱試車中，曾多次發(fā)生閥芯-流體自激振蕩［83］、開/關(guān)瞬態(tài)過程水擊效應(yīng)［84］、結(jié)構(gòu)力熱環(huán)境不適應(yīng)等，導(dǎo)致閥芯磨損卡滯、密封失效、與自動器連接結(jié)構(gòu)疲勞破壞等故障，控制系統(tǒng)組件的可靠性是決定發(fā)動機安全工作的重要因素之一。因此，自動器除具有優(yōu)良的靜動態(tài)特性外，還應(yīng)具備較高的工作可靠性。在流體高壓、高速流動、高低溫、振動、力熱沖擊、多場耦合等復(fù)雜環(huán)境下，對自動器進(jìn)行動力學(xué)設(shè)計主要考慮有：

1） 應(yīng)具備高精度調(diào)節(jié)和控制性能。

2） 結(jié)構(gòu)應(yīng)能可靠適應(yīng)各類復(fù)雜的載荷環(huán)境。

3） 自動器的動力學(xué)問題多與其接入的系統(tǒng)、工作狀態(tài)參數(shù)等相關(guān)，需要研究自動器與接入系統(tǒng)的匹配性，使所組成新系統(tǒng)的性能、穩(wěn)定性等滿足要求。

4） 采用先進(jìn)材料、3D打印與智能優(yōu)化等新技術(shù)，進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計并提高工作安全性。

5）研究嚴(yán)苛環(huán)境下密封耐磨性、抗疲勞及長壽命等高可靠性設(shè)計技術(shù)。

4.5 發(fā)動機整機振動控制

考慮發(fā)動機結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性和工作環(huán)境的極端性及某些特殊要求，開展振動精細(xì)化控制與抗強振設(shè)計技術(shù)研究，以增強結(jié)構(gòu)的力熱環(huán)境適應(yīng)性。對于火箭結(jié)構(gòu)動強度，結(jié)構(gòu)頻率需滿足總體頻率要求，響應(yīng)需滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計要求，動態(tài)位移需滿足結(jié)構(gòu)總體干涉和運動包絡(luò)要求。同時，針對火箭發(fā)動機采取的主要控制措施包括：

1） 振動傳遞路徑優(yōu)化。進(jìn)行振動傳遞路徑分析（TPA）［85］，分析振動的主要傳遞路線及貢獻(xiàn)量，采取相應(yīng)的隔振/減振/抑振控制措施，以降低結(jié)構(gòu)振動的輸入載荷及響應(yīng)水平，從而提高疲勞壽命，如進(jìn)行傳力路徑優(yōu)化［86］與采取復(fù)合材料機架、阻尼機架、隔/減振墊設(shè)計等。

2） 結(jié)構(gòu)耦合共振檢測與頻率管理設(shè)計。振動環(huán)境下疲勞失效的主要特征是共振疲勞及疲勞損傷累積。頻率管理的目的是避開結(jié)構(gòu)共振，通過對發(fā)動機激勵源頻率特征提取、動力學(xué)傳遞特性獲取、振動頻率管理原則、改進(jìn)措施研究，以進(jìn)行頻率耦合檢查、頻率管理設(shè)計［87］及相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)制定。此外，應(yīng)避開“有害”模態(tài)、共振或動增益較大的振動。

3） 振動響應(yīng)優(yōu)化。針對發(fā)動機典型結(jié)構(gòu)，通過增加卡箍、附加阻尼、改進(jìn)結(jié)構(gòu)設(shè)計等措施，以降低結(jié)構(gòu)的振動響應(yīng)水平，從而提高結(jié)構(gòu)的疲勞抗力。

5 總結(jié)與展望

液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計以極端環(huán)境下復(fù)雜結(jié)構(gòu)可能涉及到的各種動力學(xué)問題為出發(fā)點，通過研究諸多力學(xué)基礎(chǔ)與前沿技術(shù)，在實現(xiàn)發(fā)動機系統(tǒng)設(shè)計預(yù)定功能的前提下，使結(jié)構(gòu)設(shè)計合理、多功能一體化、極致輕量化、極限承載、長壽命與結(jié)構(gòu)完整性，從而確保發(fā)動機安全可靠地工作。目前，發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計技術(shù)已成為學(xué)術(shù)界與工程界研究的熱點之一。迄今為止，國內(nèi)外學(xué)者在該領(lǐng)域已開展了大量的研究工作，進(jìn)行了材料/結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為及本構(gòu)理論、載荷預(yù)計、動力學(xué)建模分析、耦合損傷與動態(tài)失效機制、強度評估及壽命預(yù)測、抗疲勞與延壽設(shè)計、動力學(xué)試驗與試驗仿真等技術(shù)研究，取得了豐碩的成果，促進(jìn)了液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計技術(shù)的發(fā)展。

然而，由于液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)是一個多學(xué)科交叉、龐大的系統(tǒng)性工程，動力學(xué)問題非常復(fù)雜，其研究與解決的難度巨大。因此，在構(gòu)建涵蓋全壽命周期的液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計技術(shù)體系時，該研究方向的后續(xù)重點工作包括：

1） 頂層策劃。從設(shè)計理念、基礎(chǔ)理論、技術(shù)方法及標(biāo)準(zhǔn)等方面開展研究，建立液體火箭發(fā)動機動強度設(shè)計、分析評估、試驗及抗疲勞設(shè)計技術(shù)體系。

2） 材料力學(xué)性能與疲勞性能數(shù)據(jù)?？紤]材料在實際批次散差、熱處理、加工工藝及使用循環(huán)載荷影響下，建設(shè)發(fā)動機材料基礎(chǔ)力學(xué)性能、疲勞性能數(shù)據(jù)庫，構(gòu)建材料力學(xué)性能與疲勞性能試驗新方法與表征。

3） 先進(jìn)測試分析技術(shù)。開展基于視覺觀測的全場非接觸先進(jìn)測試、智能感知技術(shù)研究，開展基于信息融合技術(shù)的大數(shù)據(jù)快速挖掘與數(shù)據(jù)特征準(zhǔn)確提取技術(shù)研究，發(fā)展復(fù)雜載荷準(zhǔn)確高效預(yù)計技術(shù)。

4） 復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模分析方法。建立大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)多層多級、精準(zhǔn)、高分辨率模型，不斷提升新的面向真實服役場景的多場耦合分析能力，推進(jìn)高精度、高效及穩(wěn)定的數(shù)值計算方法。

5） 動強度評估與壽命評定技術(shù)。研究極端環(huán)境下結(jié)構(gòu)動態(tài)力學(xué)行為與多態(tài)交互耦合損傷機理、動態(tài)失效判據(jù)與評估方法，開展結(jié)構(gòu)疲勞壽命可靠性與概率壽命研究，建立發(fā)動機結(jié)構(gòu)動強度評估與壽命評定技術(shù)。

6） 抗疲勞設(shè)計與延壽技術(shù)。從安全壽命設(shè)計到經(jīng)濟壽命設(shè)計，開展新材料與智能制造、振動主/被動控制、結(jié)構(gòu)動力學(xué)優(yōu)化設(shè)計、減損控制（DMC）與延壽技術(shù)研究，提高結(jié)構(gòu)的健壯性、動強度可靠性與疲勞抗力。

7） 靜動態(tài)復(fù)合加載試驗技術(shù)?？紤]發(fā)動機結(jié)構(gòu)實際工作環(huán)境載荷，采用載荷等效、結(jié)構(gòu)模擬等方法，推動靜動態(tài)載荷聯(lián)合加載試驗技術(shù)，對結(jié)構(gòu)動強度與壽命進(jìn)行真實、準(zhǔn)確地等效考核與驗證。

8） 低成本、可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機設(shè)計技術(shù)。隨著航天技術(shù)的飛速發(fā)展，各航天大國陸續(xù)開展了航天運輸系統(tǒng)的升級換代，商業(yè)化驅(qū)動下的低成本、可重復(fù)使用和航班化航天運輸是世界各國關(guān)注的焦點及未來航天技術(shù)發(fā)展的主方向。