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固體火箭發(fā)動機人工脫粘技術研究進展

2019-07-31 02:51王學仁強洪夫段磊光
固體火箭技術 2019年3期
關鍵詞:藥柱裂紋人工

王學仁,王 廣,強洪夫,段磊光,杜 瑩

(1. 火箭軍工程大學,西安 710025;2. 中國航天科工運載技術研究院 北京分院,北京 102308)

0 引言

人工脫粘層可看作一條宏觀裂紋,其脫粘等現(xiàn)象也屬于界面脫粘的范疇。人工脫粘又稱自由脫粘,即在固體火箭發(fā)動機貼壁式裝藥燃燒室的前、后封頭開口處,使其絕熱層與藥柱之間界面上人為制作一個薄弱環(huán)節(jié)(即自由伸張界面)。人工脫粘結構的功能主要包括三方面:(1)降低貼壁發(fā)動機藥柱固化降溫時藥柱中孔和翼槽根部的應力水平,同時可通過應力釋放環(huán)的作用,減小界面的應力水平;(2)釋放后封頭(或前封頭)絕熱層與藥柱由于環(huán)境、載荷等因素引起的內應力,使整個藥柱處于良好的受力狀態(tài),并使絕熱層與殼體具有良好的粘接性能;(3)在固體火箭發(fā)動機點火起動瞬變的壓強作用下,使前、后封頭(尤其是后封頭)的受力狀態(tài)得以改善,以減緩沖擊載荷引起的應力,避免產生突然的變形沖擊,導致發(fā)動機結構破壞。因此,人工脫粘結構在固體火箭發(fā)動機服役和實際工作過程中的可靠性直接關系到發(fā)動機能否可靠工作,自該技術突破以來,一直成為國內外研究人員重點關注的問題。

美國等發(fā)達國家比較注重試驗和脫粘擴展理論等方面的研究,國內則將重點放在了工藝和結構優(yōu)化設計研究方面,并多采用“U”型結構設計。同時,針對人工脫粘層最佳深度優(yōu)化方法,襯層、絕熱層、人工脫粘層和推進劑多界面人工脫粘層應力場分析以及固體火箭發(fā)動機典型工況下人工脫粘結構完整性分析等進行了一系列研究。但迄今為止,國內外關于固體火箭發(fā)動機人工脫粘結構的公開研究文獻還不是很多,尤其是有關人工脫粘前緣處脫粘機理、試驗方法和數(shù)值計算方法的研究更少,人工脫粘結構的表征研究和實際工況差距還較大。

針對固體火箭發(fā)動機人工脫粘技術,本文分析研究其結構設計與優(yōu)化、結構破壞機理、試驗技術及數(shù)值仿真等方面的進展情況,指出未來固體火箭發(fā)動機解決人工脫粘問題的技術途徑。

1 人工脫粘結構設計與優(yōu)化方法

國內早在20世紀60年代就開始在固體火箭發(fā)動機中采用人工脫粘技術,但由于當時計算手段有限,對該結構的優(yōu)化設計和分析遠遠不夠。隨著技術的不斷進步,航天工業(yè)部門不斷通過各種試驗對人工脫粘結構出現(xiàn)的問題進行研究和總結,并有針對性地提出一些改進措施,其他一些科研院所的研究者也通過仿真計算提出了特定條件下人工脫粘結構的最優(yōu)形式。1986年朱祖念、張善祁等[1]提出了一種新的人工脫粘層前緣結構形式,并詳細討論了人工脫粘的深度選擇和前緣形狀設計等諸多問題[2-3],認為原設計的人工脫粘層根部前緣Y字形結構應力集中,容易引起破壞,而新提出的人工脫粘前緣“U”型結構設計可降低應力集中水平。趙曉晨[4]針對這種人工脫粘前緣“U”型結構做了相應的應力計算和分析,證實了這一結論。為保證整個人工脫粘層在制作過程結構完整,各個部件之間連接良好,徐澤明等[5]詳細論述了人工脫粘結構的可靠制作工藝問題,以保證固體火箭發(fā)動機頭部人工脫粘層的產品質量;蒙上陽等[6]基于三維線性粘彈性有限元方法,分析了溫度載荷下某星形與圓柱形組合藥型的發(fā)動機人工脫粘層取不同深度時傘盤處的最大Von Mises應變值,根據最小應變確定了人工脫粘層的最佳深度。李磊等[7]基于三維粘彈性有限元分析方法,利用有限元分析軟件MSC/NASTRAN,對不同傘盤深度和人工脫粘層深度的發(fā)動機藥柱進行了應力-應變分析,結果表明:傘盤深度和脫粘深度對傘盤最大Von Mises應變有較大影響,其中傘盤深度對最大Von Mises應變的影響規(guī)律隨脫粘深度的不同發(fā)生明顯改變。此外,朱焊等[8]通過對人工脫粘層和絕熱層所構成的槽縫燃氣溫度場與燒蝕的耦合計算,理論分析得出了人工脫粘層的燒蝕規(guī)律,解釋了在飛行過載作用下固體火箭發(fā)動機前封頭絕熱層燒蝕率提高的原因,并從減少輻射熱流角度,建議向材料中添加無機氧化劑,以通過降低積碳表面的碳/孔的表面積比來降低有效輻射系數(shù),從而達到減少輻射熱流的目的,進而提出可進一步減少人工脫粘層的設計厚度的可能性,為今后人工脫粘層的設計提供了方法參考。

實際上,對于不同的固體火箭發(fā)動機,人工脫粘結構的具體形狀、尺寸和材料選擇都需要根據實際情況進行分析、選擇和設計,目前人工脫粘結構設計與優(yōu)化的主要目標還是要在確保結構完整性和工藝過程可靠研制的條件下,通過結構優(yōu)化來減少結構的消極質量,目前固體火箭發(fā)動機人工脫粘結構大多采用“U”型結構,雖可有效降低應力集中水平,但對于未來新一代高裝填比高壓強固體火箭發(fā)動機,從工程化角度進行人工脫粘局部結構的優(yōu)化設計還是有進一步的研究必要,例如,在固化降溫和彈射點火等序貫載荷條件下的“U”型人工脫粘結構根部的一體化成型設計方法就具有一定的發(fā)展?jié)摿Α?/p>

2 人工脫粘結構破壞機理

固體火箭發(fā)動機在工作和儲存過程中的受力情況、環(huán)境條件、工藝水平和材料制造水平都會對人工脫粘結構的安全造成重要影響。因此,對人工脫粘結構的破壞機理研究非常必要。目前,國內外在此方面的研究主要體現(xiàn)在以下三方面。

2.1 人工脫粘結構粘接界面模型研究

針對人工脫粘結構界面斷裂、裂紋擴展等方面的研究在公開發(fā)表的文獻中并不多見,人工脫粘結構的破壞屬于界面破壞問題,而國內外針對界面破壞的研究的較為豐富。在界面模型方面,Williams等經過幾十年的研究為真實的界面結合區(qū)域建立了一系列可進行力學分析的模型。1959年,Williams提出理想界面模型[9],首先對界面裂紋問題進行了研究,該模型將結合材料之間的界面視為光滑表面,并假定兩結合材料參數(shù)在界面處是間斷的。Williams借助應力函數(shù)計算發(fā)現(xiàn),界面裂紋尖端處的應力具有振蕩奇異性,這為此后界面裂紋問題的研究奠定了基礎。理想界面模型在表征實際界面時具有一定的局限性,但可用于計算裂紋應力強度因子(Stress Intensity Factor)。Atkinson[10]提出了一種均勻界面模型,并計算了裂紋的能量釋放率和應力強度因子,該模型是將兩材料的界面結合區(qū)域視為具有有限厚度的均勻層狀結構,將界面裂紋問題轉化為均勻材料中的裂紋問題。Comninou[11]認為裂紋兩尖端附近存在一個裂紋面相互接觸的區(qū)域,提出了接觸界面模型,并分析了不同加載條件下的裂紋尖端場。Mak等[12]通過限制雙材料沿界面的相對剪切位移,建立了無滑動區(qū)界面模型。1988年,Delale等[13]考慮雙材料在界面處的相互擴散和滲透,提出了非均勻界面層(即功能梯度界面層)模型,按照界面層內所劃分層數(shù)的差異,功能梯度界面層模型可分成單層模型、互擴散(2 層)模型和分層(多層)模型[14]。該模型采用很薄的功能梯度材料表示界面粘接區(qū)域,并假設界面兩側材料屬性(包括彈性模量和泊松比)在界面層內按照特定的函數(shù)形式連續(xù)過渡。Li等[15]在此基礎上,提出了互擴散界面層模型。吳豐軍等[16-17]用納米壓痕儀觀測到NEPE 推進劑/襯層粘接界面力學性能呈梯度變化的層狀結構,為界面層模型在推進劑/襯層粘接界面中的應用提供了實驗依據,邸克等[18-19]建立了固體推進劑/襯層界面脫粘裂紋的三區(qū)域界面層模型,并進行了相應的有限元分析。在上述幾種界面模型中,功能梯度界面模型考慮了界面兩側材料的擴散和滲透效應,并具有一定的實驗基礎。因此,在表征界面力學行為和計算斷裂參量方面適應工程研究的需要,對研究人工脫粘結構破壞機理具有重要借鑒意義。

2.2 人工脫粘結構粘接結構裂紋開裂準則研究

在粘結界面脫粘的擴展準則方面,多以粘結界面能量釋放率作為主要參數(shù)[20-21],即當粘結界面脫粘滿足開裂判據時開始擴展,并沿著界面能量釋放最多的方向發(fā)生,這是復合型裂紋擴展判據中物理意義最為明顯,提法也較合理的一種。該判據與最大周向應力理論等價,即裂紋將在原裂尖處沿著周向應力最大的方向擴展,依此計算擴展角θc的大小為式(1),可直接使用上述判據分析人工脫粘層的裂紋擴展情況。

(-π<θc<π)

(1)

2.3 人工脫粘結構裂紋擴展規(guī)律研究

在固體火箭發(fā)動機研制中,發(fā)動機點火沖擊、推進劑異常燃燒及殼體變形會引起推進劑/絕熱層界面脫粘擴展和推進劑燃燒轉爆轟問題。其中,Liu C T[22]、Wu S R[23]和Lu等[24]等學者對固體火箭發(fā)動機裝藥脫粘槽穴內的對流燃燒和脫粘擴展進行了理論和實驗研究,認為脫粘擴展主要取決于增壓梯度和脫粘邊界的約束條件,為較好地開展發(fā)動機試車事故分析、裝藥判廢和含脫粘缺陷發(fā)動機的內彈道性能預示提供了強有力的分析手段。Eugene等[25]則認為,脫粘腔內壓強升高的主要原因是氣體可壓縮性。Huang等[26]認為,殼體膨脹也是脫粘擴展的一個主要因素,而脫粘尖端局部應力、應變是加速脫粘界面擴展的本質原因。何國強等[27]研制了一套能模擬固體火箭發(fā)動機點火增壓環(huán)境的試驗系統(tǒng),開展了推進劑/絕熱層界面脫粘擴展及脫粘槽內推進劑異常燃燒的實驗研究,在一定的試件粘結工藝下,提出了發(fā)動機工作起動時所能承受的點火壓強梯度極限,提出了脫粘裂縫在沖擊載荷作用下存在的3種擴展模式,為有效控制裂紋擴展誘導因素,提高發(fā)動機工作可靠性提供實驗依據。

總體來說,引起人工脫粘結構破壞的機理比較復雜,點火建壓時的壓力突然升高,高工作壓強,復合材料殼體局部大變形引起人工脫粘結構前緣應力增大,以及飛行過載、振動、固化降溫等因素都會引起人工脫粘結構的破壞,雖然目前在工程上已經較好地解決了此類問題,但究竟是那種因素引起人工脫粘結構的破壞目前還沒有定論,對于未來新一代大型固體火箭發(fā)動機,其高裝填比結構和高壓強的工作狀況會導致人工脫粘結構承受的載荷變大,人工脫粘前緣容易出現(xiàn)應力集中,并導致出現(xiàn)裂紋,嚴重影響固體火箭發(fā)動機的可靠性,下一步非常有必要對快速沖擊條件下的人工脫粘結構開展完整性分析和評估技術研究。

3 人工脫粘結構實驗技術機理

在獲取人工脫粘部位物理參數(shù)的前提下,需重點研究該部位是否會發(fā)生脫粘。國外在這方面很早就已經著手研究,并取得了較好的成果。20世紀70年代末,美國研究部門就根據空軍火箭推進實驗室合同F(xiàn)04611-78-C0061,對空中發(fā)射的高性能戰(zhàn)術導彈進行了人工脫粘的拉伸強度及絕熱層/包覆層/推進劑系統(tǒng)之間的模擬人工脫粘端面強度進行了測量。在模擬試驗件方面,美國聚硫橡膠公司針對粘結界面給出了“錐臺”形結構模擬件(見圖1),通過拉伸、剪切、拉剪耦合試驗,用來研究粘接界面失效時的初始應力情況,“錐臺”形試件的軸對稱結構形式給分析帶來方便。

在人工脫粘結構斷裂特性實驗研究方面,國內有研究組采用了圖2所示的圓周型試件,力求模擬全尺寸發(fā)動機人工脫粘層前緣的成型工藝,最終通過研究獲得了粘接強度隨老化時間(年)等的變化規(guī)律。

工業(yè)部門目前多采用常見的矩形試件對人工脫粘結構及工藝的改進進行對比性驗證,但整體而言,人工脫粘結構的表征研究和實際工況差距還較大,相關模擬表征技術還亟待發(fā)展。

圖1 錐臺形模擬件

圖2 處于拉伸初始狀態(tài)的圓周型試件

4 人工脫粘結構數(shù)值仿真計算

4.1 人工脫粘結構仿真計算方法研究

在人工脫粘結構仿真計算方面,史宏斌等開展了大量研究工作。針對用零作為滑動邊界點的法向位移指定值不夠合理的問題,史宏斌等[28]采用了混合標架法處理藥柱尾部人工脫粘滑動邊界條件及對總剛方程進行對稱處理求解的方法,并對某藥柱模型進行了軸向加速度載荷作用下的應力分析,研究表明,采用該方法獲得的計算結果更接近于真實情況。針對人工脫粘結構多材料特性,史宏斌等[1]采用網格自動生成技術,給出了考慮多種材料結構的人工脫粘層前緣附近推進劑/襯層界面較為合理的疏密平滑過渡的計算網格,對整個藥柱尤其是對頭部人工脫粘前緣附近進行了詳細的有限元計算,得出了與實際情況接近的有限元計算模型的應力、應變場。在考慮人工脫粘結構多材料特性的基礎上,史宏斌等[29]進一步分析了不同位置內聚空洞缺陷對發(fā)動機藥柱結構完整性的影響,并采用二次有限元技術,對含缺陷藥柱的人工脫粘前緣進行了固化降溫和軸向過載兩種工況下的應力分析,考察了4種結構模型,其中3種為含缺陷結構。針對藥柱結構完整性分析的仿真計算,一般多采用準靜態(tài)計算模式,且不考慮人工脫粘層之間的接觸效應問題。岳健等[30]開展了考慮人工脫粘層接觸效應的藥柱粘彈性分析,結果表明:考慮人工脫粘層接觸效應的藥柱 Von Mises 應力/應變結果要比忽略接觸效應的結果偏大;采用動態(tài)模式對藥柱結構完整性進行仿真比采用準靜態(tài)的計算模式所得到的結果偏大;采用動態(tài)模式對接觸效應進行仿真的計算結果更合理。徐瑞強等[31]對固化降溫過程中固體火箭發(fā)動機頭部人工脫粘前緣部位進行了應力應變分析,與線性分析相比,考慮邊界非線性使得人工脫粘層前緣部位應力應變的數(shù)值模擬更加接近真實水平,可更準確地進行前緣部位的脫粘應力場分析。張曉宏等[32]針對某翼柱型固體裝藥結構,探討了人工脫粘層前緣的應力水平及工程上界面脫粘的快速近似計算方法,在三維線性粘彈性理論和邊界非線性理論基礎上,基于接觸算法模擬了人工脫粘層的邊界條件,研究了固化降溫過程含人工脫粘層固體裝藥結構的變形特征和應變場,并與無人工脫粘層的計算結果進行了對比,結果表明,人工脫粘層可顯著地改善固體裝藥結構端部的應變水平。

4.2 發(fā)動機典型工況下人工脫粘結構完整性分析研究

目前,針對人工脫粘結構完整性分析的關注點主要在于貯存過程和點火建壓過程。在點火建壓過程人工脫粘結構完整性的研究方面,西北工業(yè)大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室做了大量的工作。孫得川等[33]不僅針對固體火箭發(fā)動機前封頭人工脫粘縫隙,設計了二維實驗裝置,用來模擬發(fā)動機點火過程中前封頭人工脫粘位置受到點火沖擊后的應力-應變情況,而且采用流固耦合的數(shù)值模擬方法[34],對比計算了實驗工況,人工脫粘根部的應力-應變計算結果與實驗吻合很好。同時研究發(fā)現(xiàn),點火初期發(fā)動機內部出現(xiàn)的激波對人工脫粘縫隙的沖擊會引起裝藥明顯變形,但不會使縫隙增大。人工脫粘的裝藥表面應力與燃燒室壓強基本一致,在尖端出現(xiàn)應力集中,且對于固定形式的人工脫粘,其增大幅值基本固定,與燃燒室壓強無關。人工脫粘向殼體圓柱段的延伸,可能會減小應力集中的幅值。人工脫粘的縫隙寬度對脫粘部位的影響很小。此外,在人工脫粘結構對固體火箭發(fā)動機藥柱應力應變影響方面,楊月誠等[35]采用有限元法,對含人工脫粘層的某固體火箭發(fā)動機藥柱進行了線粘彈性分析,研究了在工作內壓載荷下人工脫粘層和材料泊松比對藥柱應力應變的影響。分析結果表明,增加人工脫粘層面積可導致藥柱頭部應力增大,增加泊松比也會加大藥柱應力。

整體而言,在人工脫粘結構數(shù)值仿真計算方面,國內外學者已經開展了比較系統(tǒng)的研究,在工程上的應用也趨于成熟,目前的技術難點是在確保人工脫粘結構安全可靠的前提下,對結構進行優(yōu)化,盡可能減輕消極質量。

5 結束語

目前,人工脫粘技術在大型固體火箭發(fā)動機中的應用已基本成熟,但隨著新一代高壓強大型固體火箭發(fā)動機的研制,隨著發(fā)動機直徑和長度的增大以及工作壓強的提高,人工脫粘結構完整性的問題也愈加突出。特別是對于長期貯存的固體火箭發(fā)動機,人工脫粘層能否在固化降溫、運輸?shù)纫幌盗行蜇炤d荷下抵抗彈射點火階段的應力和應變等情形還是一個比較復雜的問題。從當前的技術發(fā)展來看,綜合人工脫粘結構模擬表征、宏細觀失效機理、數(shù)值模擬、失效準則、結構完整性分析與多因素優(yōu)化設計以及全尺寸試驗驗證技術,是新一代高壓強大型固體火箭發(fā)動機解決人工脫粘問題的發(fā)展途徑。

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