栗永峰，申志彬，張 賦，索曉瑜，于 海

(1.中國航天科工集團公司六院，呼和浩特 010010;2.國防科技大學，長沙 410073;3.中國航天科工集團公司六院四十一所，呼和浩特 010010)

0 引言

對于高速高加速導彈發(fā)動機，其工作壓強不斷提高，氣動熱環(huán)境越來越惡劣，作為主承載結(jié)構(gòu)的燃燒室殼體，其高溫承載能力直接關系發(fā)動機乃至導彈的工作可靠性。同時，分析并提高燃燒室殼體的高溫承載能力可有效降低發(fā)動機外防熱壓力，有利于提高發(fā)動機的性能，而對導彈發(fā)動機燃燒室殼體的高溫承載能力準確評估是提高其承載能力的前提和基礎。

燃燒室殼體的高溫性能主要表現(xiàn)在結(jié)構(gòu)強度和剛度兩方面，即工作內(nèi)壓下的極限承載能力和外載荷作用下的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性問題。目前，發(fā)動機殼體通?；趶姸壤碚撨M行設計，剛度需求通過補強方式解決。因此，需著重解決殼體的高溫強度問題。在高溫環(huán)境狀態(tài)下，殼體材料強度將發(fā)生一定程度的衰減[1-6]，同時溫度載荷也會導致殼體產(chǎn)生一定的熱應力，降低殼體的使用安全性。在殼體結(jié)構(gòu)強度評估時，通常采用常溫水壓檢驗試驗進行考核，而很少考慮溫度變化帶來的影響[7-9]。由于復合材料殼體纏繞方式的多樣性、生產(chǎn)工藝的復雜性及離散型，對環(huán)氧基炭纖維復合材料殼體在高溫環(huán)境下的力學性能[10-13]的系統(tǒng)研究還較少。

1 燃燒室殼體熱承載能力分析方法

1.1 高溫強度保持率計算方法

發(fā)動機飛行過程中產(chǎn)生的高溫環(huán)境直接影響燃燒室殼體材料的性能，而沿燃燒室殼體厚度方向溫度呈梯度變化，不同溫度使得殼體鋪層強度的變化程度不一，若采用單一溫度下的強度進行殼體高溫承載能力分析，將導致結(jié)構(gòu)偏于保守，影響發(fā)動機的整體性能。對此，本文進行了簡化處理，采用沿厚度方向鋪層強度的加權平均方法來預估燃燒室殼體高溫強度保持率，從而得到殼體在高溫環(huán)境下的安全系數(shù)。

在獲得燃燒室殼體不同纏繞鋪層對應溫度的前提下，依據(jù)NOL環(huán)測定的溫度與強度保持率的對應關系，插值計算鋪層在該溫度下的保持率。然后，根據(jù)不同纏繞層的保持率，求出殼體材料環(huán)向和縱向纏繞層平均強度保持率，取環(huán)向和縱向平均強度保持率較低者作為殼體結(jié)構(gòu)的強度保持率，同時根據(jù)常溫下的強度預估殼體強度。根據(jù)層合板的逐層破壞理論，殼體結(jié)構(gòu)的平均強度保持率計算式為

(1)

式中η為殼體平均強度保持率，%；ηi(T)為殼體厚度方向第i層鋪層在溫度T下的強度保持率，%；ni為殼體環(huán)向或縱向各層纖維纏繞層數(shù)；n為殼體環(huán)向或縱向纖維纏繞總層數(shù)。

特別地，由于纖維纏繞復合材料殼體是由縱向和環(huán)向纏繞交替成型，其縱向纏繞層將承擔部分環(huán)向載荷，在計算環(huán)向纏繞層強度保持率時，疊加縱向?qū)訉Νh(huán)向?qū)訌姸鹊呢暙I，即

ηθ=ηαsin2α=ηθ0

(2)

式中ηθ為殼體環(huán)向綜合平均強度保持率，%；ηθ0為殼體環(huán)向平均強度保持率，%；ηα為殼體縱向平均強度保持率；α為殼體縱向纏繞角，(°)。

1.2 熱承載能力分析方法

對于固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體，受試驗能力、試驗成本等因素的影響，開展全尺寸殼體結(jié)構(gòu)的高溫爆破試驗難度較大。對此，通過對燃燒室殼體設計狀態(tài)和載荷的等效，利用縮比結(jié)構(gòu)的高溫爆破試驗進行驗證。具體分析流程如下：

(1)根據(jù)發(fā)動機的氣動環(huán)境，確定沿殼體厚度方向的溫度場分布，建立鋪層與溫度的對應關系，明確燃燒室殼體在實際工作環(huán)境下的溫度載荷范圍；

(2)依據(jù)殼體纏繞用的炭纖維/樹脂體系，制備NOL環(huán)拉伸試樣，開展NOL環(huán)高溫拉伸試驗，測定不同溫度下NOL環(huán)的破壞強度，獲得NOL環(huán)試樣在不同溫度下的強度保持率，即相對常溫下的強度保持水平；

(3)利用縮比結(jié)構(gòu)或小容器，模擬氣動熱環(huán)境和發(fā)動機內(nèi)彈道，驗證結(jié)構(gòu)完整性，獲取高溫環(huán)境下的極限承載能力；

(4)結(jié)合NOL測定的強度保持率與溫度場分布，利用強度保持率計算方法，開展熱承載能力的理論分析，對比分析理論計算和試驗結(jié)果，完成熱承載能力分析方法驗證與修正；

(5)根據(jù)縮比結(jié)構(gòu)或小容器分析結(jié)果，進行類推，預估燃燒室殼體結(jié)構(gòu)的熱承載安全系數(shù)。

2 高溫強度分析方法有效性驗證

2.1 NOL高溫強度分析

在采用加權平均方法計算平均強度保持率時，需要用到單層纖維/樹脂復合材料鋪層的強度。NOL環(huán)性能試驗為評定復合材料及相應樹脂在不同溫度下力學性能的重要方法。

本文針對某發(fā)動機燃燒室殼體，采用殼體成型所使用的炭纖維/環(huán)氧樹脂體系，參照國家標準制備了相應的NOL環(huán)拉伸試樣，進行了20 ℃(常溫)～120 ℃(樹脂玻璃化轉(zhuǎn)變溫度)溫度范圍內(nèi)(共8個溫度條件)的拉伸試驗，測定了不同溫度下NOL環(huán)拉伸破壞載荷及對應的強度。NOL環(huán)拉伸試樣形式及高溫下的破壞模式見圖1，其高溫環(huán)境下的破壞模式主要為纖維崩斷、結(jié)構(gòu)散圈。

對9組NOL環(huán)拉伸試樣進行了高溫拉伸試驗，考慮制樣及工藝偏差的影響，采用格拉布斯方法對拉伸試驗數(shù)據(jù)進行了處理，獲得了不同溫度下NOL環(huán)拉伸試樣的實測平均強度， 將不同溫度下的NOL環(huán)強度與20℃下的強度進行比較，獲得不同溫度下的強度保持率，見表1。

不同溫度下，NOL環(huán)拉伸性能隨溫度變化曲線見圖2，符合Boltzmann曲線y=b2+(b1-b2) /(1+e(x-x0)/dx)。表1和圖2顯示，在80 ℃的測試溫度下，NOL環(huán)的拉強度保持率較高；當溫度從80 ℃達到120 ℃后，NOL環(huán)拉伸強度迅速衰減，120 ℃時的強度保持率在75.9%，其原因為制備NOL環(huán)試樣所用樹脂的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度為120 ℃，在溫度接近120 ℃時，樹脂從玻璃態(tài)向高彈態(tài)轉(zhuǎn)變，強度明顯下降。

表1 不同溫度下NOL環(huán)拉伸性能

2.2 縮比容器驗證試驗

為考核某發(fā)動機燃燒室殼體的熱承載能力，依據(jù)燃燒室殼體設計狀態(tài)、載荷環(huán)境條件，設計了小型復合材料容器試驗方案，對試驗容器進行熱承載考核試驗。

以實際產(chǎn)品工作過程與縮比容器內(nèi)壓試驗過程纖維應變水平相當?shù)脑瓌t進行縮比容器設計?？s比容器直徑300 mm，采用與正式產(chǎn)品相同的東麗T700SC-12K炭纖維纏繞成型，筒段纏繞角13°，縱向?qū)訑?shù)6層，環(huán)向?qū)?層，設計常溫爆破壓強≥18 MPa。試驗過程中，容器內(nèi)部采用水壓模擬內(nèi)壓載荷，容器外部參照氣動環(huán)境換算的溫度條件利用石英燈管進行熱流載荷加載，該等效加載方式模擬了發(fā)動機燃燒室殼體在實際飛行過程中的溫度環(huán)境及載荷條件。在完成所有載荷的考核后，提高內(nèi)壓載荷直至容器爆破，獲得容器的高溫承載能力。

圖3為某發(fā)動機燃燒室殼體所用縮比容器的常溫、高溫爆破試驗情況。根據(jù)縮比容器爆破殘骸，判斷試驗容器在常溫爆破時為縱向纖維斷裂，斷面相對整齊；在高溫爆破時為外層環(huán)向纖維首先發(fā)生破壞，內(nèi)層縱向纖維斷裂，其原因分析為外層環(huán)向?qū)訙囟容^高，導致強度明顯下降，進而首先發(fā)生斷裂、散圈，與高溫下NOL環(huán)破壞形式相一致。

根據(jù)小容器的高溫承載試驗結(jié)果，按照縮比容器殼體沿厚度方向溫度分布情況及纏繞鋪層情況，對縮比容器高溫強度進行計算。首先，按照縮比容器外表面溫度實測數(shù)據(jù)及內(nèi)部介質(zhì)溫度邊界條件，通過理論分析計算得到爆破時刻殼體各縱、環(huán)向纏繞層位置處的溫度值。同時，依據(jù)NOL環(huán)試驗結(jié)果，各層纏繞層在對應溫度下的強度保持率，并按照各纏繞層均勻承載進行疊加計算，計算得到縱、環(huán)向纏繞層爆破時刻的強度保持率，見表2、表3。

表2 縱向纏繞層熱承載能力

表3 環(huán)向纏繞層熱承載能力

根據(jù)高溫強度保持率，計算得試驗容器縱向爆破壓強18.376×82.3%=15.12 MPa，環(huán)向爆破壓強18.376×81.7%=15.01 MPa。環(huán)向和縱向強度的較低者決定了縮比容器的破壞強度，將縮比容器高溫強度保持率計算結(jié)果與實測結(jié)果對比見表4，計算結(jié)果與實測結(jié)果的誤差為7%，考慮到NOL環(huán)高溫拉伸強度及縮比容器爆破壓強的離散性，其誤差在可接受范圍內(nèi)。因此，在殼體熱承載能力分析時，本文采用的計算方法是有效的。

表4 縮比容器強度保持率計算與試驗結(jié)果對比

3 殼體高溫強度分析實例

根據(jù)縮比容器驗證結(jié)果確定的高溫強度分析方法，針對某發(fā)動機燃燒室殼體，進行了殼體高溫強度分析。根據(jù)發(fā)動機殼體表面溫度計算結(jié)果，殼體在工作初期表面溫度相對較低；同時在氣動熱的影響下，該發(fā)動機停止工作后，殼體溫度將繼續(xù)升高，在工作結(jié)束時，殼體沿厚度方向的溫度達到最高。此時，殼體材料的強度保持率將最低。

根據(jù)該發(fā)動機燃燒室殼體成型使用的纖維/樹脂體系，進行NOL高溫強度測試，獲取不同溫度下的NOL環(huán)的拉伸強度保持率。在此基礎上，針對工作結(jié)束時刻，分析了發(fā)動機燃燒室殼體環(huán)向和縱向纏繞層保持率，計算結(jié)果見表5、表6。

由計算結(jié)果可知，殼體環(huán)向強度保持率小于殼體縱向強度保持率。因此，取環(huán)向強度保持率進行計算。該發(fā)動機燃燒室殼體在各飛行狀態(tài)下的隨彈道時間的內(nèi)壓承載計算見表7。其中，殼體常溫水壓爆破壓強為11.95 MPa。

表5 環(huán)向纏繞層保持率計算(工作結(jié)束時刻)

表6 縱向纏繞層保持率計算(工作結(jié)束時刻)

表7 殼體內(nèi)壓承載計算

表7計算結(jié)果顯示：

(1)該發(fā)動機殼體在飛行過程中內(nèi)壓承載安全系數(shù)不小于1.46，為發(fā)動機工作壓強最高時刻；

(2)殼體高溫強度保持率最低時刻，由于工作壓強較低，其安全系數(shù)較高，因此在進行發(fā)動機殼體高溫承載能力時，應同時結(jié)合發(fā)動機內(nèi)彈道壓強曲線及氣動加熱溫度曲線；

(3)該發(fā)動機在全彈飛行過程中，能夠滿足內(nèi)壓載荷及溫度環(huán)境的實際使用要求，該發(fā)動機已多次通過了飛行試驗考核，其燃燒室殼體的高溫承載能力得到了驗證。

4 結(jié)論

(1)從NOL環(huán)高溫拉伸試驗結(jié)果可知，在20～80 ℃時強度基本保持不變，在玻璃化轉(zhuǎn)變溫度附近強度下降明顯。

(2)根據(jù)縮比容器的高溫爆破試驗結(jié)果，采用本文提出的高溫強度分析方法，其預示結(jié)果與試驗結(jié)果的相對誤差為7%，能夠滿足工程使用要求。

(3)發(fā)動機的高溫承載安全系數(shù)由發(fā)動機工作壓強和殼體高溫強度保持率共同決定，需結(jié)合發(fā)動機的內(nèi)彈道性能和氣動熱環(huán)境進行分析。

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