國外大型固體火箭發(fā)動機立式貯存老化研究狀況

雷 寧，閆心怡

(1. 西安航天信息研究所，西安 710025 ；2. 西安理工大學(xué) 材料科學(xué)與工程學(xué)院，西安 710048)

0 引言

固體導(dǎo)彈具有戰(zhàn)勤簡單、可靠性高、成本低等優(yōu)點，但其服役期間的老化問題卻嚴(yán)重影響著導(dǎo)彈的可靠性，尤其是固體火箭發(fā)動機，因其具有對老化敏感的元器件，其老化特性就成為決定導(dǎo)彈武器工作能力的關(guān)鍵因素之一。要確定固體導(dǎo)彈的服役期限，關(guān)鍵在于了解固體火箭發(fā)動機的老化特性。

固體推進劑是發(fā)動機結(jié)構(gòu)中對老化最敏感的部件。在固體火箭發(fā)動機儲存使用過程中，由于各種因素長期的綜合作用，固體推進劑會出現(xiàn)裂紋、脫粘、力學(xué)性能下降等老化現(xiàn)象。大型固體火箭發(fā)動機在長期立式貯存條件下(如發(fā)射井貯存)，還會發(fā)生變形或下沉，這種過度變形會改變推進劑內(nèi)孔型面，致使藥柱燃面形狀變化或阻塞燃?xì)馔ǖ?，從而?dǎo)致發(fā)動機內(nèi)彈道性能改變或引起發(fā)動機爆炸。因此，大型固體火箭發(fā)動機推進劑藥柱下沉是設(shè)計人員考慮的重要問題。

美國對所有正在服役的固體火箭發(fā)動機都實施了某種形式的監(jiān)視方案以及時確定武器裝備的狀態(tài)。固體火箭發(fā)動機的大小、數(shù)量、單價和應(yīng)用各不相同，因而針對每種發(fā)動機所制定的監(jiān)視方案存在明顯的差異[1]。相對較便宜的上面級發(fā)動機，可以貯存在任意指定的環(huán)境中備用。對這類發(fā)動機所制定的監(jiān)視方案就明顯有別于對昂貴的彈道導(dǎo)彈用發(fā)動機所制定的監(jiān)視方案。如美國民兵導(dǎo)彈在1959年研制初期就制定了一整套發(fā)動機老化監(jiān)測的計劃，在此之后的70年代，美國空軍又實施了長期使用壽命分析計劃。在老化監(jiān)測計劃的實施過程中不斷對試驗方法和檢測工具加以改進，又通過80年代實施的導(dǎo)彈延壽計劃，使發(fā)動機壽命遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了原定的10 a，民兵-3導(dǎo)彈的服役壽命超過50 a。直至目前民兵-3導(dǎo)彈仍是美國現(xiàn)役可靠的陸基戰(zhàn)略彈道導(dǎo)彈[2]。

長期以來，研究人員對影響固體推進劑老化的主要因素、老化機理以及推進劑老化預(yù)估方法等方面做了積極的探索, 尤其國外發(fā)達(dá)國家對固體推進劑老化研究起步較早，積累了豐富經(jīng)驗，取得了大量的研究成果[3]。國內(nèi)近10年來在各種類型、各種型號的發(fā)動機方面都開展了相當(dāng)廣泛的深入研究。在實驗方面，根據(jù)發(fā)動機的具體任務(wù)要求和使用環(huán)境進行了大量試驗工作；在基礎(chǔ)理論的研究方面，從大量的實際試驗數(shù)據(jù)上不斷總結(jié)規(guī)律、總結(jié)理論，發(fā)動機貯存性能的預(yù)測方法得到相當(dāng)大的發(fā)展，但研究方法、研究手段距國外先進水平尚有一定差距。

1 固體推進劑老化機理

1.1 固體推進劑老化

復(fù)合推進劑藥柱的老化十分復(fù)雜，推進劑的原始性能發(fā)生變化往往是外部物理老化和內(nèi)部化學(xué)過程互相作用的結(jié)果，利用原始的力學(xué)性能計算得到的安全系數(shù)往往不能正確反映這些共同作用的影響。

在老化研究過程中，人們關(guān)注最多的是化學(xué)反應(yīng)，包括熱降解反應(yīng)，但實際上，一些物理反應(yīng)完全有可能使得推進劑的性能隨時間發(fā)生老化，而這種老化與化學(xué)變化毫不相關(guān)。例如，揮發(fā)分的逐漸損耗會導(dǎo)致推進劑變硬以及拉伸強度降低，也會使推進劑體積少量縮小，最后導(dǎo)致殼體粘接推進劑藥柱中的應(yīng)力和應(yīng)變水平較高。另外，眾多細(xì)微裂紋在受力狀態(tài)下逐漸擴展，從而使推進劑或者粘接界面的應(yīng)變耐久性下降，當(dāng)裂紋尺寸達(dá)到臨界狀態(tài)的時候，材料發(fā)生失效。表1列出了在固體發(fā)動機老化期間引起推進劑性能下降的影響因素。

1.2 老化監(jiān)測數(shù)據(jù)要求

在發(fā)動機服役壽命分析和試驗的綜合方法中，能夠預(yù)測老化的實際數(shù)據(jù)分為誘發(fā)載荷、力學(xué)性能、化學(xué)性能[4]三方面主要類型。

誘發(fā)載荷是指在發(fā)動機貯存、運輸、處理和工作過程中所承受的載荷。主要的貯存載荷包括重力、溫度和濕度。主要的處理載荷包括溫度、濕度、震動和加速度。主要的工作載荷包括壓力、重力、加速度和振動。這些數(shù)據(jù)在固體火箭發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)測中是不可或缺的。

進行服役壽命預(yù)測所必需的力學(xué)性能數(shù)據(jù)可分為材料的響應(yīng)數(shù)據(jù)和材料的失效數(shù)據(jù)兩類。在監(jiān)視方案中定期對材料的這兩類性能進行測量是十分重要的。

材料的響應(yīng)數(shù)據(jù)包括松弛模數(shù)(Erel)、泊松比(ν)及熱膨脹系數(shù)(α)。這些參數(shù)用在有限元分析方案中，用以預(yù)測在每種載荷條件下材料中所誘發(fā)的應(yīng)力和應(yīng)變。由于固體推進劑具有非線性粘彈性能，根據(jù)材料的溫度和施加載荷速率的不同，推進劑的性能變化很大。材料的這種復(fù)雜性就要求進行破壞性試驗以獲得老化數(shù)據(jù)。將材料從發(fā)動機上取下來，在很寬的溫度、載荷率和壓力范圍條件下進行試驗。溫度范圍不應(yīng)局限于最終使用環(huán)境的溫度極限。這是因為在粘彈性應(yīng)力分析中一般會使用時間-溫度等值原理。例如，在-27 ℃下的應(yīng)力松弛模量可能等值于推進劑在點火瞬間室溫條件下的模量。同樣地，在計算很長的時間內(nèi)室溫條件下推進劑的沉降時通常會采用高溫下的模量值。過去監(jiān)視方案的制定人員對這一原理知之甚少，他們僅僅在要求的環(huán)境溫度范圍內(nèi)確定材料的性能。

第二類力學(xué)性能數(shù)據(jù)與材料失效或強度有關(guān)?，F(xiàn)場獲得這一類型的數(shù)據(jù)比獲得材料的響應(yīng)數(shù)據(jù)更加困難。失效或強度數(shù)據(jù)也取決于溫度、加載率和壓力。目前要得到這一數(shù)據(jù)，要求材料必須達(dá)到失效，針對預(yù)期的失效模式對失效性能進行測量。在很寬的溫度范圍內(nèi)，在室壓和高壓條件下通過雙軸失效試驗可以檢查內(nèi)孔裂紋。高壓會顯著影響固體推進劑的響應(yīng)和失效性能。由于固體推進劑發(fā)動機關(guān)鍵的工作狀態(tài)是點火期間的實際加壓過程，因此必須確定高壓下的性能，最好是獲得最高預(yù)期壓力下的性能。在目前實施的監(jiān)視方案中很少確定不同壓力下材料的失效性能，這一點將在未來的方案中得到充分重視，盡管這樣做會增加試驗成本。對不同壓力條件下推進劑的響應(yīng)性能還沒有開展廣泛的研究，對推進劑-襯層的脫粘性能很難進行定量測量，通常使用剝離和拉伸試驗來確定性能的變化。同樣地，這些試驗必須在很寬的溫度范圍下進行。

第三類必要的數(shù)據(jù)是化學(xué)性能[5]。一般來說,材料的力學(xué)性能發(fā)生變化是化學(xué)變化或機械損傷的結(jié)果。能夠跟蹤主要老化機理的化學(xué)變化是十分重要的，減少或排除所需要的破壞性試驗數(shù)據(jù)，將固體火箭發(fā)動機系統(tǒng)的基本化學(xué)性能與材料的性能聯(lián)系起來的微結(jié)構(gòu)模型目前剛開始出現(xiàn)。這種方法最有潛力滿足老化方案未來的要求。

人們所關(guān)心的化學(xué)性能包括材料間不同組分的遷移或擴散，特別是界面附近的材料，以及與老化相關(guān)的主要化學(xué)反應(yīng)的速率。對于高能推進劑來說，穩(wěn)定劑損耗是與發(fā)動機壽命相關(guān)的一個重要參數(shù)。這種方法最具挑戰(zhàn)性的方面在于正確定義化學(xué)老化機理，研發(fā)能夠測量所需參數(shù)的傳感器，并將化學(xué)性能與力學(xué)性能相聯(lián)系以預(yù)測發(fā)動機的服役壽命。

表1 固體發(fā)動機老化期間引起推進劑性能下降的影響因素

2 民兵導(dǎo)彈發(fā)動機老化監(jiān)視計劃

民兵導(dǎo)彈在1959年研制初期就制定了一整套監(jiān)視發(fā)動機老化的計劃。在之后的70年代，美國空軍又實施了長期使用壽命分析計劃。因此，民兵導(dǎo)彈從1961年11月其第一個型號開始服役至今已歷時50余年, 仍是一種可靠的戰(zhàn)略武器。其發(fā)動機也大大超過了原定的10 a 期限, 這與民兵發(fā)動機老化的研究計劃有密切關(guān)系。

總的來說，民兵導(dǎo)彈固體發(fā)動機老化監(jiān)測可以劃分為三個主要階段[6]：

(1)60年代，老化機理研究，在推進劑力學(xué)性能、化學(xué)及彈道性能方面開展了大量的試驗；

(2)70年代， 對初期的試驗方法進行不斷改進，采取了失效判據(jù)，通過解剖發(fā)動機的方法掌握發(fā)動機真實的老化狀況；

(3)80年代，掌握成本有效的、更加平衡的方法，綜合利用真實發(fā)動機和實驗室樣品數(shù)據(jù)預(yù)測老化。

2.1 60年代[5-7]

20世紀(jì)60年代初期，老化試樣主要是推進劑試樣，基本上不涉及推進劑-襯層-絕熱層粘接試樣，老化溫度隨意選擇為44、61、83、100、122 ℃，對老化試樣的試驗主要是關(guān)注力學(xué)性能的變化，也包括一些化學(xué)實驗，對數(shù)據(jù)的分析主要是基于阿累尼烏斯方程。

這一時期的老化方案還包括對在高溫下老化的縮比發(fā)動機和在環(huán)境溫度下老化的全尺寸發(fā)動機進行點火試驗。研究的項目包括化學(xué)流變性(應(yīng)力、溫度、環(huán)境、抗氧化劑、添加劑的影響)、質(zhì)譜分析、氣相色譜分析、點火性/彈道性能、襯層的老化研究、濕度的影響效應(yīng)、蠕變性能的研究等。

20世紀(jì)60年代中期，在初期老化方案的基礎(chǔ)上啟動了三項改進計劃，分別是運輸和處理計劃、失效判據(jù)研究及老化機理研究，重點是推進劑/襯層系統(tǒng)的化學(xué)物理變化。

20世紀(jì)60年代末期，開始實施發(fā)動機解剖計劃，研究了三種發(fā)動機解剖方法。研究人員采用了電化學(xué)銑削法和噴砂法來切割鋼(鈦)殼體，這兩種方法都要求用刀切割至內(nèi)絕熱層，并用線切割法切割推進劑。由于電化學(xué)銑削法易發(fā)生起火，后來普遍采用噴砂方法。

1969年6月，成功切割了第一臺全尺寸民兵導(dǎo)彈第三級發(fā)動機(玻璃纖維殼體)。研究首次表明，全尺寸發(fā)動機中的推進劑與作為實驗室試樣老化的推進劑之間可能存在明顯的差異。結(jié)果表明，實驗室試樣和切割發(fā)動機的粘接強度差異不大，然而，切割發(fā)動機的推進劑明顯更硬(松弛模量至少高30%)。因此，采用實驗室試樣數(shù)據(jù)明顯低估了粘接應(yīng)力。此外，根據(jù)CTPB粘合劑來源的不同，推進劑的表面硬化特性具有明顯的差異。

1969年啟動民兵-3第三級發(fā)動機老化方案。該方案總結(jié)了之前老化方案的經(jīng)驗教訓(xùn)，也就從這時起，人們開始意識到模擬固體火箭發(fā)動機真實系統(tǒng)的重要性。

針對第三級發(fā)動機開展的老化方案在以下三方面進行了改進：

(1)關(guān)于試樣的準(zhǔn)備，應(yīng)當(dāng)模擬發(fā)動機真實系統(tǒng)；

(2)正式開始評估推進劑-襯層-絕熱層系統(tǒng)以及發(fā)動機其他部件的老化穩(wěn)定性，要求確定所有對老化敏感的部件及材料、可能的失效模式，并評估失效發(fā)生的概率及影響，對之前方案相關(guān)數(shù)據(jù)進行回顧，選擇本方案中應(yīng)包含的材料及開展的試驗，并確定失效判據(jù)，以評估老化趨勢和服役壽命；

(3)對于推進劑老化試樣建立了統(tǒng)一的切割圖。對于給定試驗，制備的樣品在每個試驗間隔應(yīng)當(dāng)從老化試樣相同的部位切割取樣，這樣可以減少由于取樣部位的不同所造成的試驗結(jié)果的差異，以最大程度地檢測由于老化引起的性能變化。

2.2 70年代[8-13]

1972年, 美國為提高民兵發(fā)動機工作壽命的預(yù)示能力, 在民兵發(fā)動機監(jiān)視計劃的后期又執(zhí)行了一項長期工作壽命分析計劃(LRSLA)，包括結(jié)構(gòu)分析、過載試驗和工作壽命統(tǒng)計分析三個階段。通過該計劃的實施,可使民兵發(fā)動機服役壽命的預(yù)示能力提前4 a。

2.2.1 發(fā)動機結(jié)構(gòu)分析

結(jié)構(gòu)分析的任務(wù)：(1) 鑒定發(fā)動機在工作環(huán)境下的所有潛在破壞模型；(2)確定支配發(fā)動機工作的臨界破壞模型；(3)確定臨界破壞模型的理論破壞極限。

2.2.2 過載試驗

超載試驗?zāi)康模?1)檢驗和/或鑒定臨界失效模式；(2)以實驗方法確定經(jīng)過定期老化的發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性；(3)檢驗老化影響和發(fā)動機使用壽命的數(shù)學(xué)預(yù)估。民兵導(dǎo)彈發(fā)動機的超載試驗主要是模擬點火加壓。

首先, 根據(jù)結(jié)構(gòu)分析所鑒定的臨界破壞模型進行過載試驗技術(shù)的設(shè)計。例如, 民兵一級發(fā)動機的臨界破壞模型有兩個：一是頭部推進劑藥柱內(nèi)孔開裂和前封頭藥柱脫粘；另一個是發(fā)動機因長期立放于發(fā)射井中造成限燃層損傷。第三級發(fā)動機的失效模式首先是藥柱翼槽頂部裂縫的發(fā)生和擴展，以及藥柱后中心孔人工脫粘層脫粘，另一個是推力終止孔附近的脫粘。

其次，過載試驗中應(yīng)重視測量試驗數(shù)據(jù)的可靠性，它取決于測試手段和儀表精度。

最后，過載試驗的另一任務(wù)是驗證分析，即利用過載試驗結(jié)果和經(jīng)發(fā)動機解剖數(shù)據(jù)驗證的理論解析模型，根據(jù)材料的應(yīng)力特性分析，求得真正的臨界破壞極限值。表2列舉了民兵導(dǎo)彈一級發(fā)動機推進劑/包覆層破壞模型的潛在關(guān)鍵參數(shù)。

2.2.3 工作壽命統(tǒng)計分析

臨界破壞解析模型經(jīng)過發(fā)動機過載試驗、解剖發(fā)動機和工程分析驗證后，采用統(tǒng)計方法來完成發(fā)動機工作壽命的預(yù)示工作。

長期使用壽命分析的實施非常成功。在置信度為90%、可靠性為99%的條件下，預(yù)估美國民兵導(dǎo)彈Ⅱ第一級發(fā)動機的使用壽命為11 a，第三級發(fā)動機為19 a。

LRSLA法存在的間題主要有：由于它是專門針對某一型號、甚至某一批量所作的實驗,某一材料(包括配方)、結(jié)構(gòu)形式、尺寸、使用要求和使用場合都是特定的，偏離這些具體條件時，結(jié)果便不相同。即不同型號之間不能通用。它的最后比較標(biāo)準(zhǔn)是全尺寸發(fā)動機自然存放的性能數(shù)據(jù)?；ㄙM時間長、試驗工作量大、消耗費用多，其過載試驗解剖和應(yīng)力分析皆比較復(fù)雜。

表2 民兵導(dǎo)彈一級發(fā)動機推進劑/包覆層破壞模型的潛在關(guān)鍵參數(shù)

注：1)、2)方差分析時所選的偏差。

2.3 80年代[14-16]

這一時期的老化方案除了采取如LRSLA方案相類似的實驗室樣品、全尺寸切割發(fā)動機以及從全尺寸發(fā)動機上制取的推進劑-襯層-絕熱層系統(tǒng)試樣外，還增加了表面測試器以及插塞取樣發(fā)動機(plug motor)。

表面測試器是Aerojet設(shè)計的一種特殊的無損試驗工具，能夠無損評估發(fā)動機內(nèi)孔中推進劑表面的物理性能。插塞取樣發(fā)動機是從全尺寸發(fā)動機上切取深達(dá)殼體的試樣，包括推進劑-襯層-絕熱層和殼體，能夠評估發(fā)動機在真實應(yīng)力-應(yīng)變環(huán)境中的老化影響。

插塞取樣發(fā)動機是Aerojet開發(fā)的貫穿殼體取樣(插塞試樣包括殼體，絕熱層，襯層和推進劑)的方法，同時保持發(fā)動機的結(jié)構(gòu)完整性以供將來取樣。通過定期對全尺寸發(fā)動機進行取樣，并在嚴(yán)格監(jiān)控的條件下存儲，能夠評估發(fā)動機在真實應(yīng)力-應(yīng)變環(huán)境中的老化影響。

在Aerojet實施的民兵-2/3導(dǎo)彈第二級發(fā)動機老化監(jiān)測方案中，選取了3臺全尺寸發(fā)動機，分別制造于1976年、1984年和1986年，貯存在嚴(yán)格監(jiān)控的環(huán)境中。對這3臺發(fā)動機定期取樣(插塞試樣包括殼體、絕熱層、襯層和推進劑)，可以評估在實際應(yīng)力/應(yīng)變環(huán)境中的老化趨勢。

插塞取樣發(fā)動機1976A(AA21480)在存儲老化110個月后，從其前部、中筒部及后部區(qū)域分別取下插塞試樣。力學(xué)性能數(shù)據(jù)顯示，不同部位試樣的推進劑性能和粘接性能存在顯著的差異。從中筒部取下的試樣推進劑較硬，粘接強度較大。

對插塞取樣發(fā)動機1984A進行的無損探傷表面試驗表明，與存儲2個月的發(fā)動機相比，儲存24個月后的發(fā)動機的初始模量增加了6.2%～22.6%。筒段后部的增長幅度最大。

插塞取樣發(fā)動機試樣與發(fā)動機共同制造和貯存，對這些試樣進行試驗提供了有關(guān)發(fā)動機/方坯之間性能差異的信息。這些信息極大地改善較為經(jīng)濟的方坯試樣在評估推進劑-襯層-絕熱層體系的老化性能方面的價值。

2.4 90年代[17-19]

90年代以后，空軍研究實驗室結(jié)合IHPRPT計劃針對戰(zhàn)略導(dǎo)彈開展了戰(zhàn)略系統(tǒng)支持技術(shù)計劃(TSSS)，強調(diào)了對戰(zhàn)略導(dǎo)彈進行壽命監(jiān)測時應(yīng)當(dāng)關(guān)注對導(dǎo)彈當(dāng)前狀態(tài)的評估以及未來狀態(tài)的預(yù)測。該計劃包括了4個子計劃：

(1)服役壽命預(yù)估技術(shù)計劃。研究了環(huán)境、力學(xué)及化學(xué)傳感器，并開發(fā)了本構(gòu)模型，可以對固體推進劑精確建模，包括老化和化學(xué)變化對推進劑力學(xué)性能的影響。

(2)無損評估/數(shù)據(jù)處理子計劃。針對戰(zhàn)略導(dǎo)彈開發(fā)了高分辨CT技術(shù)，以及自動化無損數(shù)據(jù)評估系統(tǒng)(ANDES2)，可以對發(fā)動機的結(jié)構(gòu)完整性做出評估。

(3)臨界缺陷評估子計劃。開發(fā)了計算機軟件，能夠耦合結(jié)構(gòu)、熱和彈道模型進行高保真固體發(fā)動機模擬。

(4)傳感器的應(yīng)用和建模子計劃。在固體火箭發(fā)動機上應(yīng)用商業(yè)成熟的傳感器或接近成熟的傳感器。

3 老化監(jiān)測試驗方案及方法

在發(fā)動機老化監(jiān)測方案發(fā)展期間所采用的各種試驗方法也發(fā)生了很大變化。1962年～1984年間實施的民兵導(dǎo)彈老化監(jiān)測方案中，針對推進劑試樣以及推進劑-襯層-絕熱層粘接試樣開展了不同試驗。

在初期老化監(jiān)測方案中采用了各種試驗方法，但幾年后，發(fā)現(xiàn)有些試驗并不是必要的，如初期認(rèn)為大型固體發(fā)動機藥柱(諸如民兵第二級發(fā)動機藥柱)會隨老化出現(xiàn)過度下沉現(xiàn)象，因此初期方案重點開展了蠕變試驗，后來發(fā)現(xiàn)推進劑下沉并不是一個嚴(yán)重的問題，就取消了蠕變實驗，同樣取消的還有發(fā)動機動態(tài)振動試驗。此外，在發(fā)動機老化方案初期，認(rèn)為老化會影響發(fā)動機彈道參數(shù)和安全特性，因此在初期的試驗中進行了重點研究。然而，后來發(fā)現(xiàn)對于這種推進劑系統(tǒng)來說，這些特性對老化效應(yīng)是非常不敏感的。隨著對老化機理認(rèn)知的不斷深入，研究人員開始將重點放在：(1)獲取響應(yīng)和失效數(shù)據(jù)，以支持臨界結(jié)構(gòu)失效模式分析；(2)獲取化學(xué)數(shù)據(jù)以評估和監(jiān)測與關(guān)鍵老化機理相關(guān)的化學(xué)變化。值得特別注意的是，應(yīng)當(dāng)從經(jīng)歷真實貯存環(huán)境的發(fā)動機試樣中獲取上述數(shù)據(jù)[6]。

4 推進劑立式貯存下沉問題研究

在固體火箭發(fā)動機立式貯存期間以及運輸和發(fā)射條件下，會發(fā)生軸向或縱向加速度載荷。在固體火箭發(fā)動機立式貯存過程中，推進劑藥柱會承受重力作用。通常情況下，1g的載荷不足以使發(fā)動機沿殼體-推進劑粘接界面產(chǎn)生臨界剪切應(yīng)力，但是對于大型固體火箭發(fā)動機來說卻并非如此，因為粘接剪切應(yīng)力與發(fā)動機直徑成正比。在這種情況下，藥柱端部就容易發(fā)生脫粘[1]。

與立式貯存相關(guān)的最主要問題是大型固體火箭發(fā)動機推進劑發(fā)生變形或下沉。當(dāng)貯存溫度超過環(huán)境溫度(即38 ℃)時，推進劑下沉就成為關(guān)鍵的設(shè)計因素。在較低的貯存溫度下，推進劑硬度增加，通常會減少變形的幅度。

在立式貯存條件下，藥柱的變形與發(fā)動機直徑的平方成正比。因此，在大型固體火箭發(fā)動機長期立式貯存條件下(如發(fā)射井貯存)，推進劑藥柱下沉就成為十分重要的問題。對于較小的發(fā)動機，尤其是采用潛入式噴管或徑向槽的發(fā)動機來說，這種情況也應(yīng)當(dāng)引起重視。

固體推進劑的下沉特性是由推進劑的蠕變性控制的，所以增加固體推進劑的硬度將會減少下沉變形的幅度。然而，這種做法也會產(chǎn)生不利的影響，尤其是增加推進劑硬度會降低其延伸性[20]。因此，在發(fā)動機設(shè)計中，推進劑軸向下沉是設(shè)計人員經(jīng)常關(guān)注的問題。

大多情況下，普通的加速度載荷產(chǎn)生的應(yīng)力和應(yīng)變可忽略不計。然而，對于大直徑固體火箭發(fā)動機來說，經(jīng)受1g的垂直和水平加速度就會發(fā)生推進劑貯存下沉問題。對于一些戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動機來說，如果承受非常高的發(fā)射加速度，也會出現(xiàn)這種問題。

對于藥柱末端不足夠長的大型固體發(fā)動機來說，在高于環(huán)境溫度的條件下貯存時，存儲下沉是設(shè)計時應(yīng)考慮的一個十分重要的因素，此時藥柱端部可能會發(fā)生脫粘。而對于藥柱末端足夠長的大直徑發(fā)動機來說，藥柱發(fā)生大的變形會限制燃?xì)饬鲝亩鴮?dǎo)致侵蝕燃燒，尤其是在潛入噴管區(qū)域或徑向槽區(qū)域[21]。

眾所周知，在殼體-藥柱粘接處會出現(xiàn)非常高的局部應(yīng)力，這是由于殼體和藥柱的膨脹系數(shù)不同以及藥柱設(shè)計中的幾何不連續(xù)性造成的。當(dāng)殼體-藥柱終端的夾角小于135°時，如圖1所示，彈性解就存在數(shù)學(xué)奇點，應(yīng)力就會變得無窮大。

圖1 殼體-藥柱終端連接

在立式貯存的過程中，由于重力的作用會使推進劑在前端附近出現(xiàn)向下向內(nèi)下沉(圖2)。這種向內(nèi)的過度變形會改變推進劑內(nèi)孔型面，從而可能會對發(fā)動機彈道性能產(chǎn)生不利影響。發(fā)動機殼體與藥柱之間的裂紋開口處會發(fā)生燃燒，造成殼體失效。點火過程中的慣性載荷也會引起裂紋擴展，并造成殼體失效。低溫循環(huán)也會產(chǎn)生類似的影響[22]。

圖2 蠕變變形

4.1 大力神助推器固體推進劑蠕變模擬

一直以來，對存在損傷的固體推進劑材料的本構(gòu)響應(yīng)進行表征是研究的一個目標(biāo)。2000年以后，Illinois大學(xué)采用緊密耦合的流體/結(jié)構(gòu)/燃燒模擬程序包(Rocstar)研究了大力神-4固體助推器推進劑大的變形。由于該助推器推進劑后連接槽下部的推進劑后段發(fā)生過度變形，導(dǎo)致發(fā)動機工作失效，在1991年4月的靜態(tài)點火試驗中發(fā)生爆炸[23]。

先進火箭模擬中心(CSAR)開發(fā)Rocstar程序包的重點集中在兩方面：一方面針對推進劑采用新的本構(gòu)模型；另一方面開發(fā)網(wǎng)格改進技術(shù)，實現(xiàn)對大力神等大型固體火箭發(fā)動機進行三維模擬，解決與發(fā)動機中存在幾何變形相關(guān)的問題。

Rocstar程序包是CSAR開發(fā)的一種完全整合的通用PDE解算器，可以對固體火箭發(fā)動機復(fù)雜3D結(jié)構(gòu)中的與時間相關(guān)的全耦合流體/結(jié)構(gòu)/燃燒相互作用問題進行數(shù)值模擬。圖3為Rocstar程序包構(gòu)架圖。

圖3 Rocstar程序包構(gòu)架圖

對于流體動力學(xué)，Rocstar程序包包括了先進的CFD解算器Rocflu，可以計算火箭發(fā)動機的湍流。對于結(jié)構(gòu)力學(xué)，Rocstar程序包開發(fā)了兩種基于有限元法的結(jié)構(gòu)力學(xué)解算器，包括Rocfrac和Rocsolid。Rocfrac用于模擬裂紋擴展，Rocsolid用于模擬推進劑大的變形。對于燃燒，Rocstar程序包開發(fā)了Rocfire程序，可以對異質(zhì)含鋁推進劑進行3D燃燒模擬，以確定推進劑局部瞬時燃速。

研究人員利用Rocstar程序包對大力神固體助推器推進劑進行了模擬，圖4所示為利用模型模擬的大力神推進劑軸向拉伸響應(yīng)以及與試驗數(shù)據(jù)的對照。如圖所示，大力神固體推進劑的響應(yīng)是非線性的，模型很好地計算了隨著材料發(fā)生應(yīng)變，切線模數(shù)的減少。當(dāng)應(yīng)變超過0.4時，推進劑明顯變軟。

Rocstar能夠模擬由于推進劑變形和退移發(fā)生的大的復(fù)雜幾何變形問題，其中的本構(gòu)模型能夠有效解決推進劑材料承受應(yīng)變時的微結(jié)構(gòu)演變[24]。

圖4 大力神固體推進劑軸向拉伸響應(yīng)

4.2 固液混合發(fā)動機蠕變模擬

對于采用低熔點石蠟基燃料的固液混合發(fā)動機來說，一個潛在問題就是在貯存和工作條件下，推進劑可能發(fā)生的下沉，尤其是在較高溫度下。為了對石蠟基固體火箭燃料的粘彈性進行表征，研究人員在多種溫度和應(yīng)力水平條件下開展了蠕變試驗，對石蠟基燃料藥柱在貯存和工作條件下的如變形進行了理論研究。采用商用有限元程序Ls-Pyna對多種情況(包括尺寸不同、貯存溫度不同及貯存方式不同)的固液混合發(fā)動機開展研究，以助于設(shè)計人員進行更為合適的內(nèi)部結(jié)構(gòu)設(shè)計，并采取適當(dāng)?shù)馁A存方式(立式或臥式)。

研究結(jié)果表明[25]：

(1)在低于35 ℃條件下，石蠟基燃料藥柱發(fā)生下沉變形非常小，這一點對于大型固液混合發(fā)動機來說也是如此；

(2)在工作狀態(tài)下，加速度載荷引起的推進劑下沉可忽略不計；

(3)當(dāng)貯存溫度較高(45～50 ℃)時，由于藥柱發(fā)生下沉變形，應(yīng)限制貯存時間。對于特定的固液推進系統(tǒng)應(yīng)明確貯存壽命與溫度的關(guān)系；

(4)小型火箭發(fā)動機由于應(yīng)力水平低，溫度對貯存壽命的限制并不是很關(guān)鍵；

(5)在一定的溫度和貯存期間內(nèi)，壁面支撐藥柱相比底部支撐藥柱發(fā)生的粘彈變形更小。

5 結(jié)束語

(1)在相當(dāng)長的時間里對固體推進劑貯存性能的研究基本上還屬于實驗科學(xué)。因此, 自然老化數(shù)據(jù)的收集、整理與研究是一個重要的基礎(chǔ)工作。

(2)民兵導(dǎo)彈發(fā)動機老化監(jiān)測計劃內(nèi)容各年代實際上都是圍繞各年代的現(xiàn)實壽命預(yù)估的急需問題而開展?？偟内厔菘梢姡环矫嬖诜脚骱图铀倮匣荒軡M足評估精度要求的情況下，真實發(fā)動機取樣試驗技術(shù)變得十分必要；另一方面全面物理老化過程仿真和實時健康監(jiān)測傳感器技術(shù)變得可行。

(3)立式貯存帶來的下沉失效模式問題本質(zhì)上是1g軸向加速度的長期作用帶來的藥柱蠕變大變形問題，其分析方法類似于飛行過程中ng軸向加速度的短期作用的分析方法；同時，藥柱蠕變帶來的大變形問題也在考驗現(xiàn)有的粘彈性本構(gòu)模型的適用性，需要研究大變形情況下的非線性粘彈性本構(gòu)模型。

(4)未來機器學(xué)習(xí)、大數(shù)據(jù)驅(qū)動建模技術(shù)有可能在壽命預(yù)估中得到應(yīng)用，以適應(yīng)發(fā)動機貯存過程中實時壽命評估的需要。

(5)未來藥柱內(nèi)應(yīng)變實時測量可能得到應(yīng)用。目前粘接界面實時測量已得到應(yīng)用，但藥柱內(nèi)實時測量尚屬難點。