脈沖發(fā)動機軟隔離裝置反向打開過程研究

付 鵬，宋學宇，孫利清，姚 東

(中國航天科技集團公司四院四十一所，燃燒、流動和熱結構國家級重點實驗室，西安 710025)

脈沖發(fā)動機軟隔離裝置反向打開過程研究

付 鵬，宋學宇，孫利清，姚 東

(中國航天科技集團公司四院四十一所，燃燒、流動和熱結構國家級重點實驗室，西安 710025)

通過顯示動力學的方法，對一種軟隔離裝置反向打開過程進行了模擬，并通過燃氣發(fā)生器-隔層試驗裝置，進一步驗證了隔層的打開過程，模擬結果與試驗結果吻合得較好，驗證了計算方法的合理性。研究結果表明，脆性斷裂準則可較準確地預測隔層的破壞位置和壓強，同時在內壓沖擊載荷作用下隔層薄弱區(qū)域首先出現(xiàn)破裂，破裂后下隔層結構逐漸反向打開，最終端口發(fā)生嚴重破壞，研究結果可用于發(fā)動機隔層的初步設計。

雙脈沖發(fā)動機；軟隔層；材料失效；顯示動力學

0 引言

與傳統(tǒng)發(fā)動機相比，雙脈沖固體發(fā)動機能有效提高導彈末速度、增加導彈射程、利于飛行控制，具有傳統(tǒng)固體發(fā)動機無法比擬的優(yōu)點。近年來，在防空反導領域得到了快速發(fā)展。目前，國內外雙脈沖發(fā)動機采用的隔離裝置主要有隔艙和隔層兩種形式。隔艙一般采用金屬材料，需要輔助絕熱結構，質量相對較重；隔層一般為橡膠材料，可同時起阻燃和隔熱作用，結構質量輕。因此，高性能、高質量比的復合材料殼體雙脈沖發(fā)動機多采用隔層結構，如美國SM-3第Ⅲ級隔層式雙脈沖發(fā)動機，德國的HFK 2000導彈后續(xù)的研制工作中同樣采用了高性能隔層式雙脈沖固體發(fā)動機[1-5]。

近年來，國內外關于雙脈沖發(fā)動機技術的研究工作越來越多，文獻[6-11]通過數(shù)值模擬、試驗測試等多種方法，對硬質隔艙結構進行了系統(tǒng)研究。其中，文獻[6]通過優(yōu)化結構參數(shù)改進了隔板的預緊力、承載能力和破壞模式；文獻[7]通過有限元仿真的方法對隔艙發(fā)動機金屬膜片的打開過程進行了仿真研究，并與試驗結果進行了比較分析；文獻[8]通過圓板大撓度理論、斷裂力學理論得到了金屬膜片的設計公式，并通過試驗得到了有效驗證；文獻[9]對陶瓷隔艙蓋結構進行了研究，得到了艙蓋表面接觸壓力和摩擦力對艙蓋應力分布的影響規(guī)律；文獻[10]提出了陶瓷隔板及其組件的設計方法，同時對脈沖發(fā)動機陶瓷隔板進行了破壞模式研究；文獻[11]通過試驗和X射線高速攝像技術對雙脈沖發(fā)動機二次點火過程進行內視研究，分析了隔板的打開過程和運行軌跡；文獻[12-15]通過試驗和數(shù)值模擬的方法，對硬質隔艙式雙脈沖發(fā)動機的內流場、燒蝕問題進行了大量研究，發(fā)現(xiàn)由于兩級脈沖間硬質隔離結構的存在，Ⅱ脈沖工作的燃氣通道變窄，并在Ⅰ脈沖燃燒室表面形成漩渦，從而加劇了Ⅰ脈沖燃燒室絕熱的對流換熱和粒子沖刷效應。

目前，針對隔層式雙脈沖發(fā)動機隔離裝置破壞過程方面的研究工作很少，關于隔層動態(tài)變形和破壞過程、破壞機理方面仿真和試驗研究還未見報道。本文通過有限元方法模擬分析一種雙脈沖發(fā)動機隔層在Ⅱ脈沖工作時的打開過程，對隔層動態(tài)打開過程的應力與變形情況進行分析，開展隔層打開過程試驗研究，初步探討與分析隔層破壞機理。

1 隔層的工作原理

隔層式雙脈沖發(fā)動機結構見圖1，包括隔離裝置(或隔層)、Ⅰ脈沖藥柱、Ⅱ脈沖藥柱及薄弱區(qū)域。其工作原理是在發(fā)動機Ⅰ脈沖工作期間，隔離裝置依靠Ⅱ脈沖藥柱承壓，同時起隔熱、密封作用；在Ⅱ脈沖發(fā)動機工作時，隔層結構首先在設計的薄弱區(qū)域發(fā)生斷裂；然后，斷裂后的隔層錐段反向翻轉打開。因此，合理的設計不僅要求Ⅱ脈沖工作時隔層在預定的壓強、預設的薄弱區(qū)域可靠打開，同時要求隔層錐段部分能夠順利翻轉，從而確保Ⅱ脈沖藥柱的可靠點火和燃燒流場的穩(wěn)定。本文重點研究發(fā)動機Ⅱ脈沖工作初期的隔層打開過程。

2 隔層打開過程的數(shù)值模擬研究

2.1 有限元模型的建立

根據(jù)雙脈沖發(fā)動機軟隔層的結構和工作原理，本文建立了隔離裝置模型(圖2)，隔層包括軸向隔層筒段、隔層錐端、隔層水平段部分，建模過程中忽略隔層兩端部與殼體的連接結構，同時保留隔層自身結構的倒圓和倒角。模型中固定隔層前端面以及隔層與殼體筒體接觸的部分，模型網(wǎng)格劃分采用C3D8R六面體單元，將模型劃分為155 302個節(jié)點和102 801個單元。

考慮當隔層打開時，隔離裝置變形過程中存在高溫燃氣從隔層的頭部向尾部流動的過程，隔層表面承受的燃氣壓強可能會存在一定變化梯度。因此，本文在仿真模擬中，在隔層表面施加了梯度變化的表面壓強，將整個隔層均分為6等份，每個部分表面壓力從上至下依次為0.576、0.528、0.48、0.432、0.384、0.336 MPa，所有區(qū)域的載荷總平均值約為0.48 MPa，所有載荷均通過0.28 ms的時間逐漸施加。

2.2 材料參數(shù)和失效準則

軟隔離裝置由橡膠絕熱材料制成，具有典型的粘彈性和不可壓縮性，單軸拉伸試驗測試結果表明隔層材料的彈性模量為8 MPa，應力強度為8 MPa，試件完全斷裂的延伸率為350%，文中取泊松比為0.495，密度為1.1×10-9t/mm3。由于粘彈性材料在高速載荷作用下(瞬時加載或者沖擊)往往發(fā)生脆性斷裂。因此，本文選擇脆性斷裂損傷失效模型，材料的損傷應力強度取為8.0 MPa，最大應變破壞準則選擇單軸最大應變強度。

張老師啊，楊校長使勁咽了口唾沫說，李書記今天來學校找我談過了。他的意思是，先讓你忙一段家里的事，教學的工作先放一放。不是，不是那意思，你別誤會。我是想你如果忙起來，顧得了這頭，顧不了那頭。要不你先把家里的事忙完，再盡早回來上課。

通過高精度微型CT系統(tǒng)對隔層材料在不同拉伸應變條件下的內部結構進行3D成像分析。結果表明，隔層試件發(fā)生約80%的單向應變情況下，纖維填料與橡膠基體出現(xiàn)大面積的脫離，隔層試件截面出現(xiàn)非常高的孔隙率，且多個截面的孔隙率存在貫通趨勢，大量孔隙的出現(xiàn)會導致隔層的燃氣密封失效。因此，本文將80%的單軸應變值作為仿真分析的單軸最大應變破壞應變值。

隔層材料發(fā)生損傷失效后的應力-應變數(shù)據(jù)關系為8.0 MPa，0；0.65 MPa，0.5%。損傷失效后的剪切模量的本構模型采用如下指數(shù)衰減模型：

(1)

2.3 隔離裝置破壞過程模擬

顯示動力學分析被廣泛用于模擬復雜的的非線性動力學問題，尤其適用于模擬瞬時的爆炸、沖擊問題的結構動態(tài)行為。本節(jié)通過Abaqus explicit模塊對隔離裝置模型進行顯示動力學模擬,圖3所示為沖擊載荷作用3.01 ms時，隔層Mises應力云圖及截面圖。可看出，隔層頸部大面積出現(xiàn)斷裂，局部完全穿透，隔層錐段小端位置發(fā)生了擠壓變形，隔層圓筒段部分發(fā)生了下凸變形。

圖4為整個隔層破壞過程中的Mises應力云圖。可看出，在0.51 ms時，隔層最大Mises應力為0.19 MPa，發(fā)生在隔離裝置大端平面與錐段銜接的位置；隨著時間延長，其最大應力逐漸沿錐面向筒段移動，1.38 ms時，隔層最大Mises應力值為1.62 MPa，位于隔離裝置錐段與圓筒段銜接的頸部位置；2.01 ms時，隔層最大Mises應力值為4.06 MPa，發(fā)生在錐段小端部分位置；在前2.01 ms時間內，隔層在外壓的作用下表現(xiàn)為軸對稱的凹陷變形。

至2.49 ms時，隔層最大Mises應力值為5.43 MPa，發(fā)生在錐段小端部分位置。此時，隔層的錐端和圓筒段出現(xiàn)明顯的外壓屈曲失穩(wěn)變形；在2.79 ms時，外壓屈曲失穩(wěn)變形進一步加劇，隔層最大Mises應力值為6.79 MPa；3.01 ms時，隔層頸部發(fā)生大面積斷裂，隔層結構失效。

為進一步觀察和分析隔層頸部的破壞過程，圖5顯示了2.9～3.01 ms之間隔層頸部附近的Mises應力變化圖。可看出，在2.9 ms時，隔層頸部內表面一些單元失效，隔層開始出現(xiàn)裂紋，這是由于頸部的部分單元應變超過了材料的變形強度極限，材料開始發(fā)生破壞；在3.01 ms時，隔層頸部的大部分裂紋開始連接，隔層頸部基本全部斷裂，伴隨應變能的釋放，該區(qū)域隔層應力分布劇烈變化。

2.4 隔層錐端的反向翻轉過程模擬

本節(jié)通過Abaqus explicit模塊對隔離裝置下錐段部分進行動力學模擬，分析隔層在頸部斷裂以后錐段的后續(xù)變形情況。假定燃氣流動在隔層翻轉過程近似達到穩(wěn)定狀態(tài)，后文的隔層燃氣快速沖壓試驗表明因高溫燃氣從斷裂位置迅速泄露，該位置附近的壓強在0.5 ms內降低60%以上，因而本節(jié)在隔層錐段模型表面施加0.15 MPa的均布壓強載荷。

圖6為隔離裝置在反向打開過程中的Mises應力云圖變化情況。可看出，隔層在大端平面位置最大Mises應力為2.09 MPa，隔層斷口位置嚴重屈曲，由于該時刻的應力、應變狀態(tài)與圖5所示斷裂后的隔層下部分模型基本相同，因此可作為隔離裝置反向翻轉過程初始時刻；1.55 ms時，隔層下部分最大Mises應力2.928 MPa，錐端褶皺逐漸減弱，端口即將發(fā)生翻轉；2.3 ms時，隔層完全翻轉，與翻轉之前褶皺狀態(tài)的應力和變形分布接近，完全翻轉過去的隔層錐段端口位置的應力環(huán)向周期性變化；2.8 ms時，隔層錐段端口大部分單元失效，且在2個對稱的位置的隔層端口撕裂最嚴重。

3 隔層打開過程的試驗研究

為進一步研究在高溫燃氣快速充壓載荷作用下隔離裝置的變形及破壞過程，通過燃氣發(fā)生器-隔層試驗裝置進行快速充壓試驗，并選用大裝藥量燃氣發(fā)生器快速發(fā)火形式模擬瞬時加載載荷。試驗裝置主要由燃氣發(fā)生器、測壓裝置、承載結構及隔離裝置組成，其中承載結構主要模擬發(fā)動機殼體以及Ⅱ脈沖藥柱表面，試驗過程中高溫高壓燃氣從隔層筒段的頭部與Ⅱ脈沖藥柱表面之間進入，然后貫通整個隔層表面，測壓傳感器裝置分別對燃氣發(fā)生器的壓強、隔離裝置錐端附近的表面壓強進行測量。

圖7為燃氣發(fā)生器和隔離裝置錐端位置的內腔壓強測試曲線。結果表明，燃氣發(fā)生器內的壓強迅速達到最大值約為4.5 MPa，然后在0～8 ms內緩慢下降，但始終大于1 MPa。因此，試驗過程中燃氣發(fā)生器能夠對隔層表面持續(xù)提供速率穩(wěn)定的高壓氣體；隔離裝置錐端表面壓強逐漸升高，約在6.5 ms時刻，其表面壓強達到峰值0.53 MPa，隨后開始迅速下降。

根據(jù)2個壓強曲線的變化特點可判斷，隔層在高壓燃氣的作用下，前6.5 ms時間內逐漸發(fā)生變形，但由于高壓燃氣的填充速率大于隔層的變形速率，因而隔層表面的壓強能夠逐漸緩慢上升；在約6.5 ms時隔層變形達到極限狀態(tài)進而發(fā)生斷裂，燃氣從斷裂部位迅速泄露，進而導致隔層表面壓強的迅速下降，后續(xù)持續(xù)作用較低的表面壓強導致斷裂的軸向隔層逐漸發(fā)生反向翻轉。

圖8為隔層斷口形貌。可見，在燃氣快速充壓載荷作用下隔離裝置薄弱區(qū)域發(fā)生斷裂，同時隔層發(fā)生反向翻轉，與前文的仿真分析結果吻合較好。此外，從斷口形貌微觀結構可看出，斷裂區(qū)域附近的材料未發(fā)生明顯的塑性變形或者橡膠分子鏈滑移的現(xiàn)象，據(jù)此分析為近似的脆性斷裂模式。因此，證明前文仿真分析中采用斷裂失效準則的合理性。

燃氣發(fā)生器快速充壓試驗證明，隔層可在預定的薄弱位置打開，與仿真分析結果吻合較好，但在仿真過程中，對橡膠材料本構關系進行了線性化的近似，同時對破壞模式進行了簡化處理，內壓載荷的加載方式等與實際情況也有一定偏差。因此，以上因素使得隔層破壞試驗在時間尺度的響應與實際存在一定偏差。

4 結論

(1)通過顯示動力學的方法結合脆性斷裂失效模型，對隔層快速變形過程和破壞模式進行仿真研究的方法是合理可行的。

(2)雙脈沖發(fā)動機軟隔層的密封失效應變遠小于隔層材料試件的完全斷裂延伸率。

(3)隔層燃氣快速充壓實驗表明，隔層發(fā)生近似的脆性斷裂模式。

(4)隔層整個破壞過程主要分為隔離裝置斷裂、部分隔層翻轉兩個過程,整個過程軟隔層依次發(fā)生了變形、褶皺失穩(wěn)、失效、斷裂、翻轉、撕裂現(xiàn)象。

[1] Naumann K W, Stadler L.Double-pulse solid rocket motor technology-applications and technical solutions[R]. AIAA 2010-6754.

[2] Naumann K W, Stadler L, Trouillot P, et al. Double-pulse solid rocket technology at bayern-chemie/protac[R]. AIAA 2006-4761.

[3] Naumann K W. Solid rocket propulsion for the German HFK (Hyperschallflugkorper) hypervelocity missile program-an overview[R].AIAA 2003-4969.

[4] Naumann K W, Bouteille F, Bauer K, et al. Design and testing of the solid rocket motor hfk 2000 built for the german hfk hypervelocity missile program[R].AIAA 2005-4170.

[5] 孫超,張琳,嚴聰,等.雙脈沖固體發(fā)動機概況[J].飛航導彈,2013(8):72-78.

[6] 劉亞冰,王長輝,劉宇,等.雙脈沖固體發(fā)動機隔板預緊載荷數(shù)值分析[J].固體火箭技術,2010,33(5):573-577.

[7] 王偉,李江,王春光,等.隔艙式雙脈沖發(fā)動機金屬膜片的設計與試驗研究[J].推進技術,2013,34(8):1115-1120.

[8] 王春光,任全彬,田維平,等.脈沖發(fā)動機中金屬膜片式隔艙的動態(tài)破壞過程研究[J].固體火箭技術,2012,35(1):22-26.

[9] 劉雨,利鳳祥,李越森,等.多脈沖固體火箭發(fā)動機陶瓷艙蓋結構分析[J].固體火箭技術, 2008, 31(2)：179-183.

[10] 王長輝,劉宇,林振,等.脈沖發(fā)動機陶瓷隔板的設計和試驗研究[J].固體火箭技術,2010,33(3):327-331.

[11] 李江,肖育民,何國強,等.雙脈沖固體火箭發(fā)動機二次點火內視研究.推進技術,1998,19(3):61-64.

[12] 朱光辰,胡克嫻,王春利,等.一種雙脈沖發(fā)動機的技術研究[J].航空動力學報,1996,11(4):364-368.

[13] 劉亞冰,王長輝,劉宇.雙脈沖發(fā)動機燃燒室局部燒蝕特性分析[J].固體火箭技術,2011,34(4):453-456.

[14] 孫娜,婁永春,孫長宏,等.某雙脈沖發(fā)動機燃燒室兩相流場數(shù)值分析[J].固體火箭技術,2012,35(3):335-341.

[15] 朱衛(wèi)兵,張永飛,陳宏.雙脈沖發(fā)動機內流場研究[J].彈箭與制導學報,2012,32(1)：114-118.

(編輯：呂耀輝)

Investigation on the reverse opening process of the soft insulator of double pulse solid rocket motor

FU Peng, SONG Xue-yu, SUN Li-qing, YAO Dong

(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，National Key Laboratory of Combustion, Flow and Thermo-structure, Xi'an 710025, China)

The soft insulator working principle of double pulse solid rocket motor was presented in this paper. The reverse opening process of the soft insulator during the secondary firing was simulated via the method of explicit dynamics, then the further investigation on the opening process of the soft insulator was performed by the gas generator and the insulator experiment. The excellent agreement between the calculated result and the experiment proves the accuracy of the models and method. The research shows that brittle fracture criterion could accurately predict the failure position and the opening pressure of the soft insulator. The soft insulator ruptures firstly around the weakness under pressure shock loading, then the under cracked insulator gradually opens reverse afterwards, and the insulator fractures severely at the port finally. The research could be used for preliminary design of the soft insulator of the rocket motor.

double pulse solid rocket motor；soft insulator；material failure；explicit dynamics

2015-09-21；

2016-03-07。

付鵬(1973—)，男，碩士，研究方向為固體火箭發(fā)動機總體設計和多脈沖固體發(fā)動機技術。E-mail:fupeng_cool@163.com

V435

A

1006-2793(2017)02-0146-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.02.003