HTPB推進劑溫度沖擊環境下損傷特性的聲發射試驗

劉承武,陽建紅,鄧 凱,陳 飛,張 暉

(第二炮兵工程學院,西安 710025)

溫度[1]和濕度[2-3]是影響推進劑力學性能十分重要的兩大因素。固體發動機在貯存過程中,由于采用了諸如密封充氮等保護措施,光、輻射、濕度的影響可以避免。而在壽命期內,尤其是在待機、運輸和發射階段,要經受更為劇烈的環境溫度變化帶來的熱載荷作用。當環境溫度高時,高溫層上產生熱膨脹,這種熱膨脹受到相鄰層的限制,于是形成壓應力;當環境溫度低時,形成收縮拉應力。隨著溫度的交替變化,藥柱各層之間作用著交變載荷,導致累積了疲勞損傷,從而縮短藥柱的壽命。因此,研究固體推進劑溫度沖擊環境條件下的損傷特性十分必要。

目前主要采用的是宏觀唯象方法來進行這方面的研究。Svob等[4]進行了CTPB推進劑模擬發動機的溫度沖擊試驗,得出溫度沖擊引起應變疲勞和高溫老化的綜合影響,性能下降十分迅速。Ide等[5]進行了AP/HTPB推進劑的加速老化、熱循環和熱沖擊三種不同試驗,研究了不同熱損傷條件下推進劑的斷裂行為,結果表明,推進劑力學性能的劣化程度與熱載荷的形式相關。

HTPB推進劑經過溫度沖擊作用后,在外載荷下,材料內部產生細觀損傷(如基體開裂、脫濕等),并逐漸發展為宏觀斷裂,整個過程中有強烈的能量釋放出來,并會產生聲發射信號[6-7]。筆者對經過溫度沖擊后的HTPB推進劑試件進行單軸拉伸AE試驗,研究了溫度沖擊對HTPB推進劑損傷的影響。

1 試驗

2.1 溫度沖擊試驗

試驗參考QJ 2328A—2005《復合固體推進劑高溫加速老化實驗方法》和GJB 150.5—1986《軍用設備環境實驗方法 溫度沖擊實驗》標準進行。試驗使用SDJ705型高低溫濕熱交變實驗箱和LR016熱老化實驗箱。按照以下步驟,分別進行了5,10,15,20,25及35個周期的溫度沖擊試驗,每個周期3根試件。試驗步驟如下：

(1)預處理 將試件貯存于20～25℃干燥環境下,直至達到溫度穩定。

(2)試驗 將試件放入實驗箱,試件之間,以及試件與實驗箱壁、箱底及箱頂之間應當有適當間隔,以使空氣能自由循環,保證環境因素準確、均勻地作用在試件上。將高溫實驗箱溫度升到55℃,保持1 h;高溫階段結束,在5 min內將試件轉換到已調節到-51℃的低溫實驗箱內,保持1 h,低溫階段結束,一個循環周期結束;然后在5 min內將試件轉換到已調節到55℃的高溫實驗箱內,保持1 h。重復以上步驟,以完成循環周期。

(3)恢復和檢測 溫度沖擊完成規定的周期后從實驗箱內取出試件,室溫放置至試件達到溫度穩定。環境溫度為20±2℃,相對濕度＜70%RH。

1.2 AE試驗

根據航天部QJ 924—1985《復合固體推進劑單向拉伸實驗方法》標準,將經過溫度沖擊試驗后的推進劑試件連接在深圳新三思CMT2103型電子拉力機上進行單軸拉伸聲發射試驗,拉伸速度為100 mm/min。試驗所用的AE系統為美國PAC公司產的SAMOSTM32型32通道聲發射儀,總增益100 dB,門檻電壓30 dB,帶通為1～200 k Hz。進行聲發射試驗時,用兩個聲發射傳感器對稱地裝在試件兩側以保證拉伸時受力均勻,并用橡皮帶將兩個探頭固定好,探頭和試件之間用凡士林作耦合劑,圖1為AE試驗裝置圖。

2 試驗結果與討論

2.1 宏觀力學性能變化分析

將經常用以判定推進劑力學性能優劣及判定力學性能變化的最大抗拉強度σm和最大延伸率εm進行歸一化處理。圖2是歸一化的σm和εm與溫度沖擊周期T的關系曲線。可見,溫度沖擊環境下σm,εm隨沖擊周期的增加而呈下降趨勢,且前期下降迅速,大約15個周期后強度下降開始變緩,表明溫度沖擊使推進劑力學性能劣化,引起其內部損傷。

2.2 細觀損傷特性分析

圖3所示為AE特征參數,其中最重要的定量參數是AE事件幅度、能量和持續時間。其中,AE能量分布綜合考慮了持續時間和幅度的影響,最適于反映材料的內部損傷狀態。AE能量反映了對應時刻損傷的強度,AE累積能量反映了材料內部出現損傷的累積程度。因此通過分析不同溫度沖擊周期下推進劑AE能量和AE累積能量的變化,可以揭示溫度沖擊環境對推進劑的損傷規律。

圖3 聲發射參數性質

圖4(a)～(g)分別表示溫度沖擊0,5,10,15,20,25和35個周期后單軸拉伸應力、AE能量、AE累積能量隨應變變化關系曲線。圖4(h)為不同溫度沖擊周期后AE累積能量隨應變變化關系曲線。在單軸拉伸聲發射試驗過程中發現,推進劑試件斷口位置一般出現在試件中段附近,易出現與AE傳感器位置重合情況。在出現斷口與AE傳感器位置重合時,宏觀裂紋的出現會引起傳感器的失穩甚至脫落,此時的AE信號干擾較大,并非全部來自材料內部,因此各圖中宏觀裂紋出現時的AE信號值沒有全部示出。雖然在宏觀斷裂破壞時,對應著極大的AE能量,但是通過對比研究各溫度沖擊周期下宏觀斷裂前的AE能量和累積能量值,已足以反映溫度沖擊給推進劑造成的損傷。

分析圖4可以了解推進劑內部損傷演變及破壞各階段的特征情況。可以看出,AE能量表現出明顯的階段性。A點前的AE能量為0或很少,表明原有的初始損傷(微裂紋、微空洞等)沒有擴展,也沒有新的損傷產生。A點后AE能量急速增加,表明A點為損傷起始點,AB段為損傷的成核和擴展階段。B點釋放出的AE能量極大,比前面各點釋放出來的能量大一個甚至是幾個數量級,可以判定C點為宏觀裂紋形成時刻。因此,可以認為,溫度沖擊后的HTPB推進劑同樣存在著損傷成核、擴展和匯合斷裂三個失效階段。

對比圖4可以看出,溫度沖擊會引起HTPB推進劑力學性能的變化。沖擊時間越長,相應階段釋放出來的AE能量越低;C點出現的時間隨周期數的增多基本是向前提的,在15周期后基本穩定。

從圖5可看出AE累積能量隨溫度沖擊時間的增加而不斷下降。該結果說明,溫度沖擊會引起HTPB推進劑內部出現一定損傷,且損傷程度與溫度沖擊時間呈正相關性,所以經過溫度沖擊后的HTPB推進劑的單軸拉伸AE信號強度明顯減弱。

為了更清楚地對比,將圖5中應變為2%～4%的范圍進行局部放大,從局部圖和整體圖可以看出,隨著溫度沖擊時間的增長,損傷門檻值A點出現的時間提前,由此可以推斷出溫度沖擊后的HTPB推進劑外載作用下更容易發生初始損傷。

2.3 溫度沖擊損傷機理分析

HTPB推進劑是一種高填充比顆粒復合材料,主要由粘合劑基體、固體填料和界面相組成[8]。由于各組分相熱膨脹系數的不同,開始階段,推進劑在升溫過程中溫度荷載作用下基體、界面易產生微裂紋;而降溫過程中,熱膨脹系數的不同不僅引起原有的微裂紋擴展,同時也會產生新的微裂紋。隨著溫度沖擊周期的不斷增加,微裂紋逐漸增多,原有微裂紋擴展量也增大,損傷程度也進一步加重,呈現損傷程度與溫度沖擊時間呈正相關性。

在有初始裂紋、空洞及脫濕的地方容易產生應力集中,當再次受到溫度沖擊時,這些地方會首先發生破壞,因此出現損傷門檻值提前出現的現象。

3 結論

(1)溫度沖擊環境下,HTPB推進劑的力學性能下降,出現一定程度的初始損傷,其單軸拉伸過程中存在損傷成核、擴展和匯合斷裂三個失效階段。

(2)溫度沖擊環境下,HTPB推進劑前期損傷較快,后期趨緩,但基本呈現損傷程度與溫度沖擊時間呈正相關趨勢。

(3)溫度沖擊環境下,HTPB推進劑更容易損傷或破壞,損傷門檻值降低。

(4)提高推進劑耐應力(應變)及環境聯合作用的能力,對提高固體發動機的可靠性和延長推進劑壽命有重要作用。

[1]Kivity M,Hartman G,Achlama A M.Aging of HTPB Propellant[C].41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference&Exhibit,Tucson,Arizona,2005：72.

[2]Muhammad Mazhar Iqbal,Wang Liang.Modeling the moisture effects of solid ingredients on composite propellant properties[J].Aerospace Science and Technology,2006,10(8)：695-699.

[3]何耀東,劉建全.環境濕度對HTPB推進劑力學性能的影響[J].固體火箭技術,1996,19(3)：47-52.

[4]Svob G J,Bills K W.A predictive surveillance technique for air-launched motors[C].AIAA/SAE/ASME 18th Joint Propulsion Conference,AIAA 82-1097.

[5]Ide K M,Ho S Y,Williams D R G.Fracture behavior of accelerated aged solid rocket propellants[J].Journal of Materials Science,1999,34(17)：4209-4218.

[6]陽建紅,李學東,趙光輝,等.HTPB推進劑的聲發射特性及損傷模型的實驗和理論研究[J].固體火箭技術,2000,23(3)：37-40.

[7]Liu C T.Cumulative damage and crack growth in solid propellant[J].AD-323684,1996.

[8]田德余,洪偉良,劉劍洪,等.丁羥固體推進劑力學性能模擬計算[J].推進技術,2008,29(1)：114-118.