袁勝智，宋 揚，曲 凱，劉 鐵

（1.海軍航空工程學(xué)院a.科研部；b.飛行器工程系，山東煙臺264001；2.海軍裝備部，北京100083）

固體火箭發(fā)動機廣泛應(yīng)用于海軍各種型號的導(dǎo)彈中。目前研究表明[1-4]：推進劑與襯層粘接界面的粘接破壞是固體發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性破壞的關(guān)鍵形式之一。

未來，海軍艦艇將長時間戰(zhàn)備值班于重要海域，以保護國家日益發(fā)展的海洋產(chǎn)業(yè)、海上運輸和能源資源戰(zhàn)略通道的安全。因此，艦載固體火箭發(fā)動機將經(jīng)受長時間海上復(fù)雜氣象條件的影響，特別部分海區(qū)風(fēng)大浪高，海浪將對發(fā)動機粘接界面產(chǎn)生長時間隨機應(yīng)力作用。

根據(jù)艦船搖擺運動建立發(fā)動機藥柱粘接界面的疲勞損傷模型，對于預(yù)估發(fā)動機貯存壽命具有重要意義。

雖然已有學(xué)者[5-6]就海上風(fēng)浪因素對發(fā)動機貯存壽命的影響進行過研究，但是研究模型都進行大量簡化，且缺乏疲勞試驗數(shù)據(jù)支持。徐金洲[7]提出了針對艦上固體火箭發(fā)動機貯存壽命的分析方法，但是該方法只是提供了研究思路，尚不能運用于實踐。

本文首先通過發(fā)動機燃燒室粘接界面的扯離強度和剪切試驗，得到了相應(yīng)界面參數(shù)；然后，通過分析軍艦在特定海況條件下航行時產(chǎn)生的加速度載荷，設(shè)計了固體推進劑粘接界面疲勞損傷試驗，并得到了粘接界面的疲勞損傷特性參數(shù)；最后，通過選取損傷變量和分析相應(yīng)的試驗數(shù)據(jù)，建立了推進劑粘接界面的疲勞損傷演化模型。

1 推進劑粘接界面疲勞損傷試驗

1.1 試驗條件與試驗方案

為了設(shè)計推進劑粘接界面的疲勞損傷試驗，首先根據(jù)航空航天工業(yè)部部標[8-9]測量推進劑粘接界面的扯離強度為0.56 MPa，界面的剪切強度為0.51 MPa。

通過以上粘接界面參數(shù)測試標準雖然得到了界面性能參數(shù)，但是目前還沒有研究界面疲勞損傷的試驗標準。為此設(shè)計推進劑粘接試件如圖1 所示，圖中陰影部位為固體推進劑。采用CMT6203 型電子萬能拉伸試驗機在拉伸速率為50 mm/min 情況下，測得推進劑粘接界面的最大剪應(yīng)力為0.496 MPa。試件的破壞方式為靠近粘接界面附近推進劑與襯層的斷裂破壞。

圖1 推進劑界面粘接試件示意圖

根據(jù)以上試驗結(jié)果，在0.45 MPa、0.4 MPa、0.3 MPa、0.25 MPa、0.15 MPa和0.1 MPa 6個應(yīng)力幅值下，采用一定拉伸速率進行粘接界面疲勞損傷試驗。試驗過程中，當界面剪切應(yīng)力達到預(yù)先設(shè)定的應(yīng)力幅值時，拉伸試驗機將改變運行方向以同樣的拉伸速率進行回復(fù)；當試件所受應(yīng)力恢復(fù)到0.001 MPa時，再以相同的拉伸速率進行下一次拉伸，重復(fù)此過程直至試件界面破壞。

試驗進行過程中記錄推進劑粘接界面發(fā)生破壞時的循環(huán)加載次數(shù)，并記錄推進劑整個加載過程中的應(yīng)力應(yīng)變隨時間變化曲線。

試驗過程中拉伸速率的選擇應(yīng)該與艦載導(dǎo)彈發(fā)動機所遭受載荷具有相同的作用周期，因而首先研究艦載導(dǎo)彈發(fā)動機受載情況。

由于艦載發(fā)動機的受載情況與發(fā)動機的存放位置和艦船運動密切相關(guān)。因此，假設(shè)某軍艦以航速14 kn、航向角為135o，在5級海浪下進行戰(zhàn)備值班。某艦載導(dǎo)彈發(fā)動機位于導(dǎo)彈發(fā)射箱置于距艦艏40 m 處主甲板中心線的垂直方向，導(dǎo)彈發(fā)射角為15°。根據(jù)艦船耐波性理論[10]可以仿真計算出艦船在海上航行時的導(dǎo)彈發(fā)動機運動規(guī)律，進一步可得出發(fā)動機所遭受加速度載荷，如圖2所示。

圖2 發(fā)動機的加速度載荷曲線

根據(jù)圖2 可知，艦載導(dǎo)彈發(fā)動機所遭受艦船搖擺加速度載荷作用周期為3～5 s。為了模擬發(fā)動機粘接界面的載荷作用周期，選取推進劑粘接界面疲勞試驗的循環(huán)加載周期也為3～5 s之間。

為了確定不同應(yīng)力幅值下所對應(yīng)的拉伸速率，對不同拉伸速率、不同應(yīng)力幅值下的拉伸周期進行試驗測量篩選，最終確定推進劑粘接界面疲勞試驗的拉伸速率。根據(jù)上述原則，并兼顧試驗的可操作性，不同應(yīng)力幅值所對應(yīng)的拉伸速率以及相應(yīng)的作用周期如表1所示。

表1 不同應(yīng)力幅值下的拉伸速率表

從表1 中可以發(fā)現(xiàn)，按照表1 所列方案推進劑粘接界面疲勞試驗的循環(huán)加載周期滿足3～5 s之間。

1.2 試驗結(jié)果

根據(jù)上述方案每個應(yīng)力水平下，取5 個試件進行試驗，疲勞破壞次數(shù)取其均值，所得試驗數(shù)據(jù)如表2所示，為了便于數(shù)據(jù)擬合將粘接界面試件破壞時的循環(huán)次數(shù)取自然對數(shù)。試驗數(shù)據(jù)處理按照文獻[11]所采用的方式，即疲勞S-N曲線符合方程（1）形式，曲線擬合如圖3所示，方程系數(shù)取值見表3。

表2 剪切疲勞試驗結(jié)果

圖3 推進劑粘接界面S-N曲線

表3 指數(shù)擬合參數(shù)表

2 粘接界面疲勞損傷模型

2.1 損傷變量的選取

疲勞損傷理論最先應(yīng)用于金屬材料領(lǐng)域，應(yīng)用最成熟、最廣泛的是Miner提出的線性損傷理論[12-13]。在Miner 線性損傷理論中，選取疲勞破壞次數(shù)為損傷變量，損傷的演化采用線性累加。

雖采用Miner 線性模型形式簡單且應(yīng)用廣泛，但是由于推進劑材料本身結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，線性損傷模型不足以真實模擬其損傷演化規(guī)律。因而需要選取更為合適的損傷變量，建立更為合理的損傷演化模型。

由于損傷變量可以定量表征材料內(nèi)部組織結(jié)構(gòu)發(fā)生不可逆變化造成的宏觀性能劣化，因此可作為研究材料疲勞的指標參量。損傷變量的選取包括宏觀損傷變量和微觀損傷變量，二者各有優(yōu)勢。由于宏觀損傷變量比較直觀且易于獲得而得到廣泛應(yīng)用，目前比較常用的宏觀損傷變量包括：彈性模量、最大應(yīng)變、殘余應(yīng)變等等。由于推進劑黏彈特性，選取彈性模量作為損傷模量不合適。在混凝土和瀝青疲勞損傷研究中，經(jīng)常采用殘余應(yīng)變作為損傷變量，殘余應(yīng)變法的優(yōu)點是物理意義比較明確，對于推進劑界面損傷也可借鑒。

首先，研究推進劑粘接界面反復(fù)加載過程中的應(yīng)變時間曲線，以應(yīng)力幅值0.15 MPa 時的曲線為例，如圖4 所示。從圖4 中可以看出，推進劑界面循壞加載后會出現(xiàn)不可恢復(fù)的殘余，隨著循環(huán)加載次數(shù)的增加，殘余應(yīng)變逐漸增加。殘余應(yīng)變的變化出現(xiàn)3 個不同發(fā)展階段：殘余應(yīng)變快速增加的初始階段，穩(wěn)定增加階段和加速階段。

圖4 推進劑粘接界面疲勞應(yīng)變—時間曲線

根據(jù)以上分析，定義推進劑粘接界面的殘余應(yīng)變?yōu)閾p傷變量：

2.2 疲勞損傷演化模型的建立

線性累積損傷理論是指在循環(huán)載荷作用下，疲勞損傷與載荷循環(huán)的關(guān)系是線性的，而且疲勞損傷是可以線性累加的，各個應(yīng)力之間相互獨立。但這樣無法表示準確描述損傷的演化過程，因而為研究推進劑粘接界面的疲勞損傷演化模型，定義循環(huán)加載比：

式（3）中：N表示某一應(yīng)力幅值作用下的循環(huán)加載次數(shù)；Nf表示該應(yīng)力幅值作用下發(fā)生疲勞破壞時的加載次數(shù)。

建立損傷演化模型，就是要研究循環(huán)加載比β與損傷D之間的關(guān)系。為了直觀研究，選取不同應(yīng)力加載條件下的推進劑粘接界面的疲勞損傷的試驗數(shù)據(jù)，如圖5所示。

圖5 推進劑粘接界面D-β試驗數(shù)據(jù)

由圖5 可知，推進劑粘接界面損傷與循壞加載比之間的變化趨勢與殘余應(yīng)變的曲線變化趨勢相同，即曲線都是由3個階段組成。

一方面，由于瀝青材料的損傷演化也是這種倒S型變化曲線；另一方面，瀝青與推進劑材料在內(nèi)部結(jié)構(gòu)上也有相似之處，并都為黏彈性材料，2者損傷演化相似。因此，推進劑粘接界面的疲勞損傷模型可參考瀝青材料的損傷模型。根據(jù)文獻[14]研究表明，對于這種倒S型損傷演化可按下式計算：

式（4）中：D1表示由材料松弛性引起的損傷；D2表示由疲勞引起的損傷。D1、D2分別按式（5）和式（6）計算。

式中，Da為試件達到疲勞壽命由松弛引起的飽和損傷量，0 ≤Da≤1。

式中：Db為試件達到疲勞壽命由交變應(yīng)力引起的損傷量，0 ≤Db≤1；τ和λ為材料參數(shù)。

在材料破壞條件下，Da和Db二者滿足下式：

2.2 模型參數(shù)的確定

根據(jù)圖5所示試驗數(shù)據(jù)和損傷演化方程（4），方程參數(shù)如表4所示，擬合得到的曲線如圖6所示。

表4 擬合參數(shù)表

圖6 D-β試驗數(shù)據(jù)擬合曲線

3 結(jié)論

1）通過分析艦載導(dǎo)彈發(fā)動機所遭受的加速度載荷，設(shè)計了推進劑粘接界面疲勞損傷試驗，并得到了S-N方程：Y=0.701 exp(-X/5.852)-0.0193。

2）通過分析界面疲勞損傷試驗曲線，選取殘余應(yīng)變?yōu)閾p傷變量，損傷演化存在3個不同的階段。

3）通過對推進劑粘接界面疲勞試驗數(shù)據(jù)進行分析研究，得到了粘接界面的疲勞損傷演化模型：D=0.1517(1-exp(-β/0.0386))+0.8483(1-(1-β)1.1)。

[1] 侯世明.導(dǎo)彈總體設(shè)計與試驗[M].北京：宇航出版社，2006：1-12.

HOU SHIMING. Missile total design and test[M]. Beijing：China Astronautics Press，2006：1-12.

[2] HILTMAR S. Service life determination of rocket motor by comprehensive property analysis of propellant grains，AD-A330303[R].1996：41.1-41.10.

[3] 邢耀國，金廣文，許學(xué)春，等.某型固體火箭發(fā)動機綜合性能試驗與壽命評估[J]. 推進技術(shù)，2004，25（2）：176-179.

XING YAOGUO，JIN GUANGWEN，XU XUECHUN，et al. Comprehensive property tests and service life evaluation for solid rocket motors[J]. Journal of Propulsion Technology，2004，25（2）：176-179.（in Chinese）

[4] 邢耀國，董可海，沈偉，等. 固體火箭發(fā)動機使用工程[M].北京：國防工業(yè)出版社，2010：10-32.

XING YAOGUO，DONG KEHAI，SHEN WEI，et al. Using engineering of solid rocket motor[M]. Beijing：National Defense Industry Press，2010：10-32.（in Chinese）

[5] 徐明.艦載搖擺載荷作用下固體發(fā)動機界面老化分析研究[D].煙臺：海軍航空工程學(xué)院，2008：10-26.

XU MING.Research on linear aging of solid motor under the influence of ship swing load[D]. Yantai：Naval Aeronautical and Astronautical University，2008：10-26.（in Chinese）

[6] 許俊松.艦船搖擺運動載荷作用下固體發(fā)動機裝藥基于耗散能的壽命預(yù)估[D].煙臺：海軍航空工程學(xué)院，2009：23-45.

XU JUNSONG. Life prediction of solid motor grain under the influence of ship swing load based on the dissipated energy method[D].Yantai：Naval Aeronautical and Astronautical University，2009：23-45.（in Chinese）

[7] 徐金洲，賈東明.艦上導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動機貯存壽命的分析方法研究[J].固體火箭技術(shù)，2009，32（3）：271-273.

XU JINZHOU，JIA DONGMING. Reasearch of analysis method for strorage life of SRM[J]. Journal of Solid Rocket Technology，2009，32（3）：271-273.（in Chinese）

[8] QJ 2038.1-91 復(fù)合火箭發(fā)動機燃燒室界面粘接強度測試方法：扯離法[S].1991：1-7.

QJ 2038.1-91 The testing method of interface bonding for solid rocket motor combustion chamber：slitting method[S].1991：1-7.（in Chinese）

[9] QJ 2038.2-91 復(fù)合火箭發(fā)動機燃燒室界面粘接強度測試方法：剪切法[S].1991：1-5.

QJ 2038.2-91 The testing method of interface bonding for solid rocket motor combustion chamber：shear method[S].1991：1-5.（in Chinese）

[10] SCOTT M. VANDEN BERG. Non-linear rolling of ships in large sea waves[D]. Monterey∶Naval Postgraduate School，2007：8-40.

[11]吳曠懷，張肖寧.瀝青混合料疲勞損傷非線性演化統(tǒng)一模型試驗研究[J].公路，2007（5）：125-129.

WU KUANGHUAI，ZHANG XIAONING. Experimental research on uniform model for nonlinear evolution equation of fatigue damage of asphalt mixtur[J]. Highway，2007，5：125-129.（in Chinese）

[12] 李舜酩. 機械疲勞與可靠性設(shè)計[M]. 北京：科學(xué)出版社，2006：30-56.

LI SHUNMING.Mechnaical fatigue and reliability design[M].Beijing：Science Press，2006：119-120.

[13]楊曉華，姚衛(wèi)星，段成美.確定性疲勞損傷理論進展[J].中國工程科學(xué)，2003，5（4）：81-87.

YANG XIAOHUA，YAO WEIXING，DUAN CHENGMEI.The review of ascertainable fatigue cumulative damage rule[J]. Engineering Science，2003，5（4）：81-87.（in Chinese）

[14]吳曠懷，楊國良，張肖寧.考慮松弛的瀝青混合料疲勞損傷累計模型研究[J]. 深圳大學(xué)學(xué)報：理工版，2008，25（4）：345-350.

WU KUANGHUAI，YANG GUOLIANG，ZHANG XIAONING.A fatigue damage model of asphalt mixture considering stress relaxation[J]. Journal of Shenzhen University：Science and Engineering，2008，25（4）：345-350.（in Chinese）