固體火箭發動機藥柱結構完整性研究進展

侯 曉，張 旭，劉向陽，吳艷青，雷 鳴，王學仁，王江濤

(1. 中國航天科技集團有限公司，北京 100048；2. 北京理工大學宇航學院，北京 100081；3. 北京理工大學爆炸技術國家重點實驗室，北京 100081；4. 西北工業大學航天學院，西安 710072；5. 火箭軍工程大學智劍實驗室，西安 710025)

0 引 言

固體火箭發動機具有結構簡單、安全可靠、長期貯存等優點,在各種導彈武器和火箭中得到了廣泛的應用。近年來,大型高性能發動機的研制衍生出了高裝填比、寬溫適應性、長貯存周期等要求。在制造、運輸、貯存、維護、使用等全壽命周期過程中,發動機會受到溫度載荷、振動載荷、彈射載荷、重力載荷以及點火階段的快速升壓載荷等各類復雜載荷的綜合作用,對發動機結構完整性分析提出了更高的要求[1-2]。由于發動機結構破壞主要出現在藥柱本體和界面,因此藥柱結構完整性是其中的難點和關注重點。

作為發動機的薄弱環節,固體推進劑藥柱本體的結構完整性失效是導致裝備災難性故障的主要原因。固體推進劑是一種以聚合物為基體的高填充復合材料,由黏彈性粘合劑(HTPB、PEG、GAP等)、含能顆粒(AP、HMX、RDX、CL-20等)及功能小組分構成。微觀和細觀特征對推進劑力學性能和失效特性的影響非常顯著,原材料和工藝的散布性也使得推進劑宏觀力學性能散布較大。上述因素導致藥柱結構完整性的精確評估變得十分困難。

另一方面,大型發動機均采用貼壁澆鑄方式制作。燃燒室采用“殼體-絕熱層-襯層-推進劑”結構,存在多個粘接界面。其中,推進劑/襯層界面的脫粘是發動機另一類典型故障模式,需要予以特別關注。

目前,發動機藥柱結構完整性評估主要依賴數值仿真和推進劑及界面試件級試驗,輔以少量特定條件下的發動機藥柱結構驗證試驗。其中,試件級試驗可為獲得仿真計算時所需的本構模型參數以及判定結構完整性的失效準則提供支持。在數值仿真時,推進劑及粘接界面的力學性能及失效準則會對評估結果產生顯著影響。基于此,本文從推進劑及粘接界面力學性能、推進劑及粘接界面失效、發動機藥柱及推進劑數值仿真方法、發動機藥柱結構試驗技術四方面對固體火箭發動機藥柱結構完整性研究進展進行評述,并提出未來研究方向和研究重點。

1 推進劑及粘接界面力學性能研究

1.1 推進劑本構模型研究

受粘合劑的黏彈性以及細觀損傷演化影響,推進劑的應力-應變響應、體積膨脹、斷裂延伸率等幾乎所有宏觀力學性能均依賴于加載狀態和加載歷史。建立簡潔、準確的推進劑力學本構模型,是實現加載狀態和加載歷史相關的推進劑宏觀力學性能準確預測以及發動機裝藥結構完整性高精度分析的基礎。推進劑力學本構模型的建立,核心難點在于對非線性細觀損傷演化及其伴隨的宏觀體積膨脹的準確刻畫。目前,有兩種方法來構建推進劑的損傷相關力學本構模型,分別是唯象方法和半唯象半解析方法。

自上而下的唯象本構,忽略了細觀組分的相互作用機理,專注于描述推進劑展現出的宏觀響應。推進劑的力學本構模型已由彈性模型、線性黏彈性模型、非線性黏彈性模型發展到超彈-黏彈非線性本構模型。Park等[3]率先提出了基于遺傳積分的橫觀各向同性溫度、應變率、損傷相關的黏彈性本構關系。Yun等[4]采用遺傳積分結合體積模量的不可逆折減,構建了推進劑的黏彈-損傷力學本構模型,模擬了循環加載、臺階加載等工況下推進劑的力學響應。雖然自上而下唯象方法能夠同時模擬溫度、應變率相關的應力和體積變形響應,但是其損傷參量不能描述真實的損傷機理及狀態。

半唯象半解析方法力求結合唯象本構和細觀本構的優點,利用細觀理論或細觀單胞仿真給出影響推進劑力學性能的關鍵細觀參數演化規律,結合宏觀唯象模型實現推進劑宏觀力學性能的模擬和預示。Xu等[5]采用細觀均勻化方法給出了推進劑宏觀參量演化規律,代入宏觀唯象本構模型中,實現了大力神4運載火箭固體助推器PQM-1的完整性分析。Lei等[6]通過細觀顆粒-粘合劑界面能與外力功平衡,建立了考慮細觀脫濕損傷演化的本構模型。Wubuliaisan等[7]通過細觀有限元的仿真校準宏觀損傷演化方程,能夠在夯實宏觀力學模型物理基礎的同時顯著提升計算效率,預測了圍壓、臺階加載等加載條件下啞鈴型試驗件的響應。該方法近年來得到了快速發展,為描述含缺陷推進劑的宏觀力學行為提供了一種新的研究思路,有望為推進劑力學行為的精確描述提供支持。

1.2 推進劑力學性能試驗

按照試驗設計目標,推進劑的力學性能試驗可分為三類:驗證性試驗、判決性試驗以及探索性試驗,如圖1所示,在試樣級層面分別回答推進劑宏觀上如何變形、能否承受固體火箭發動機工作載荷以及細觀上為什么損傷這三個關鍵問題[8-13]。

驗證性試驗設計目標是準確表征推進劑的宏觀變形規律,對推進劑材料力學性能進行摸底,為力學本構模型的發展和校準提供試驗數據支撐。作為極高夾雜比顆粒增強復合材料,推進劑的驗證性試驗目前主要有采用標準啞鈴型試件的單軸拉伸、松弛和蠕變試驗及采用圓柱試件的壓縮試驗等基本力學性能試驗,采用矩形試件的松弛、蠕變、掃溫、掃頻等動態熱機械性能試驗以及采用標準啞鈴型試件的循環加載、棘輪加載、臺階加載等歷史相關試驗。目前,驗證性試驗的研究重點主要是泊松比測量和脫濕特性測試。理論上推進劑為近似不可壓縮物體,泊松比接近0.5,泊松比測量的微小誤差都會對發動機藥柱變形仿真結果起到放大作用,因此,泊松比的精確測量對于發動機藥柱完整性分析非常重要。由于固體推進劑變形量較大,采用金屬材料的拉伸計原理不再適用。DIC(數字圖像相關)方法從原理上可以實現泊松比的測試,但實施過程中因推進劑表面不夠光滑和試件變形與理論假設不符等造成結果偏差和散布較大,尚沒有完全得到工業部門的認可。同時,隨著黏彈性理論的發展,黏彈性泊松比的測試也受到了關注[14],其引入也有望提高裝藥結構完整性分析的精度。脫濕是指固體顆粒和粘合劑基體的脫粘,是推進劑本構模型非線性特征的來源。張鎮國等[11]借鑒了Farras的氣體膨脹計原理研制了一套推進劑體積膨脹率測量裝置,利用體積膨脹和脫濕之間的關聯關系,實現了固體推進劑脫濕過程的實時、直接測量,為推進劑脫濕特性研究提供了有效手段。

判決性試驗旨在設計合理的試驗件幾何形狀與載荷條件,實現發動機燃燒室危險部位的受力狀態還原,一方面可以用以考核危險部位變形量、應力指標、斷裂極限等關鍵性能參數能否滿足藥柱結構的任務需求,另一方面還可進一步驗證力學本構模型在復雜應力狀態以及極端環境下的適用性。Jalocha等[12]發展了雙軸動態機械加載裝置,采用試樣件還原了硫化降溫或環境溫度載荷下發動機中孔處的雙向受力狀態。申志彬等[15]在圍壓測試裝置的基礎上進行了改進,形成了寬溫-氣體圍壓裝置。Wang等[13]通過圍壓加載裝置還原了點火建壓條件下丁羥固體推進劑的受力狀態,測量得到了圍壓相關的推進劑極限應力。圍壓裝置的應用為固體推進劑藥柱在不同溫度點火時的力學行為描述提供了重要支持。相較于發動機裝藥結構內部受力狀態,現有判決性試樣設計仍未能充分還原危險部位的圍壓-拉-剪等多軸耦合受力狀態,同時缺乏對危險部位經歷運輸振動等長時往復加載后推進劑及粘接界面力學性能的判定性試驗標準。因此,推進劑判決性試驗表征仍需要在裝置開發、等效理論、試驗件設計等方面開展更加深入的工作。

探索性試驗設計力求揭示固體推進劑細觀損傷萌生和演化機理,是推進劑力學性能試驗最為活躍的領域。近年來,隨著微觀加載手段和原位觀測能力的提升,探索性試驗的被測對象由固體推進劑試樣逐步聚焦為幾個甚至一個氧化劑顆粒。Ramsh-orst等[16]利用原位SEM(掃描電鏡)試驗裝置,觀測了復合推進劑斷裂過程。Prakash等[17]通過將高應變率載荷直接施加于單個氧化劑顆粒和丁羥粘合劑界面,采用原位機械拉曼光譜測試裝置,量化了界面鍵合劑和加載速率對細觀界面強度的影響。Xing等[8]利用上海光源同步輻射裝置,對高能推進劑單軸拉伸條件下的細觀界面脫粘開展了觀測。上述探索性試驗裝置及方法的發展,揭示了推進劑脫濕和細觀損傷機理,實現了宏觀損傷行為溯源,為建立高精度推進劑本構模型及失效判據提供了依據。由探索性試驗結果可知,低溫、快拉條件下,粒徑較大的氧化劑顆粒出現穿晶斷裂,誘發推進劑損傷萌生;而高溫、慢速加載下,氧化劑顆粒與粘合劑易發生界面脫粘(或稱脫濕),導致推進劑細觀損傷萌生。受粘合劑黏彈性和玻璃化轉變過程影響,穿晶斷裂與界面脫粘競爭,共同影響推進劑損傷萌生[18]。囿于原位試驗平臺的加載能力(如應變率、溫度、應力狀態)以及觀測能力(如采樣頻率、采樣精度),現有試驗僅能獲得有限應變率、溫度和應力狀態的推進劑細觀力學特性,無法覆蓋推進劑使用的所有工況,損傷機理與裝藥結構危險部位真實損傷過程尚存在一定偏差。

圖1 推進劑試驗裝置示意圖[8-13]Fig.1 Schematic diagram of propellant test facilities[8-13]

1.3 推進劑/襯層界面力學性能試驗

推進劑/襯層界面屬于典型的黏彈性異質復合界面,細觀組成依次有襯層本體、粘合劑富集層、小顆粒富集層以及推進劑本體[19]。受各層黏彈性影響,宏觀加載條件下,各層應變分布與試驗件構型及其層厚密切相關。

工程上常用矩形界面標準試驗件表征推進劑/襯層界面的力學性能。矩形界面試驗件設計依據藥柱結構人工脫粘區根部的結構構型,模擬各種工況下推進劑/襯層界面的I型(張開型)斷裂過程,不僅可用于判定危險部位可靠性,還可用于校準溫度、應變率相關的界面失效模型。實際上,矩形試驗件測試結果雖然被廣泛采納,但是其測量的界面強度并不準確。一方面,工程上采納的界面強度依據拉伸斷裂時應力-應變曲線所圍成的面積計算得出,未剔除推進劑變形的黏性耗散能,給出的界面強度相較真實值偏大;另一方面,標準試驗件的人工脫粘區開槽深度固定,不能表征界面斷裂時的缺口尺寸敏感性。因此,矩形標準試驗件已無法完全滿足工程上的精細化測量評價需求。

目前,已有學者采用非標試驗件,依據發動機藥柱結構的制造流程,制備拉伸試驗件,實現推進劑/襯層界面的原位觀測,以及I型(張開型)與II型(劃開型)耦合斷裂過程表征[20]。推進劑/襯層界面力學性能試驗亟待開展多樣化的試驗件設計、開發更為精確的數據分析處理方法和建立新的試驗規范。

2 推進劑及粘接界面失效研究

2.1 推進劑失效研究

固體推進劑失效準則建立的主要目的是對固體火箭發動機在全周期中的藥柱結構完整性進行評判。通常基于拉伸/壓縮等力學性能試驗獲取推進劑的最大抗拉強度、最大延伸率等參量,然后通過強度準則建立推進劑的失效準則。常用的準則有最大應力準則、最大應變準則、最大剪應力準則、von Mises準則和雙剪統一強度準則。由于發動機藥柱結構通常處于復雜應力狀態,因此針對不同的服役場景推進劑失效準則有所不同。

最大應力/應變準則由于計算簡單而常被作為推進劑的失效準則。固化降溫和工作內壓作用下通常以伸長率作為推進劑藥柱的失效準則,在發動機承受加速度載荷時,以強度作為推進劑的失效準則。強洪夫等[21]基于不同載荷條件下HTPB推進劑的單軸和準雙軸拉伸力學試驗結果,建立了以最大伸長率為判據的推進劑失效準則。張鎮國等[22]研究了HTPB推進劑在寬溫、寬應變率下的斷裂延伸率失效包絡。Bihari等[23]研究了不同圍壓強度和應變率下HTPB推進劑的力學性能,并將固體顆粒與粘接劑的“脫濕”性能作為推進劑的失效準則。

最大剪應力準則很好地解釋了材料的屈服現象,但忽略了中間主應力的影響;von Mises準則沒有考慮靜水壓力或拉力對失效的影響,但是靜水壓力對失效準則有增強作用,較高的壓力可以提高屈服強度和壓縮強度。雙剪統一強度理論既考慮了材料的拉壓不對稱效應又兼顧了靜水應力效應、正應力效應和中間主應力效應。基于板條試樣的推進劑雙軸拉伸試驗,劉暢等[24]和Wang等[25]采用雙剪統一強度理論建立了HTPB復合固體推進劑動態雙軸加載下的強度判據。Wang等[26]基于不同溫度和加載速率下的HTPB推進劑變角度拉剪試驗擬合了雙剪強度理論相關參數,并繪出了強度包絡面。為進一步研究圍壓對推進劑典型力學性能的影響,Wang等[13]在不同圍壓條件下進行了固體推進劑的拉伸試驗,根據雙剪強度理論構建了修正的強度準則,有效描述了圍壓對推進劑強度極限的耦合影響。

固體推進劑失效準則的研究已經取得了一定的進展,也對發動機裝藥結構完整性評估提供了理論指導。但是由于固體推進劑力學性能受溫度影響明顯,同時在固體發動機中裝藥結構不同部位的受力狀態有差異,且多處于復雜應力狀態,因此需要對復雜外界載荷條件和復雜應力狀態下推進劑的失效準則做進一步的研究。特別是,目前失效準則大多是基于宏觀斷裂建立的,較少考慮推進劑微細觀損傷。實際上當推進劑臨近斷裂時,其內部損傷程度已經非常嚴重。因此,從細微觀損傷出發,建立相應的推進劑損傷失效準則,可望為發動機藥柱結構完整性評估提供更加準確和精細化的方法。

2.2 推進劑/襯層界面失效研究

推進劑/襯層界面的失效研究主要從宏觀和細觀兩個尺度展開。宏觀尺度主要關注粘接界面的力學性能及失效模式。根據細觀異質層間的強度競爭關系,界面失效模式則可以分為界面失效、內聚失效和混合失效三種,具體如圖2所示[27]。其中,界面失效和混合失效常出現在長期貯存過程中,主要是由組分遷移造成的,極為復雜,研究較少。內聚失效是最常見的失效模式,失效評價較為簡單,研究較多。內聚失效由于發生在推進劑內部,可通過推進劑的溫度-應變率相關失效包絡,直接外推得到推進劑/襯層界面的失效包絡[28]。

細觀尺度則重點關注外載荷條件下粘接界面的細觀結構變化,揭示其失效機理。針對固體推進劑及粘接界面失效機理的研究主要借助相關的儀器設備,對受載過程中推進劑及粘接界面細微觀結構的變化進行觀測與表征,從而揭示失效機理。相比之前對斷面細觀結構的觀測分析[29],現在更多則是從原位的角度揭示推進劑及粘接界面的失效機理。鈕然銘[30]對傳統的單搭實驗進行了優化,研究了推進劑/襯層界面的Ⅱ型失效初始損傷值。伍鵬等[31]對矩形試件進行了多角度拉伸試驗,獲得了拉伸角度對粘接界面強度的影響規律;結合DIC方法對粘接界面的失效模式和應變演化規律進行了分析。結果表明,粘接界面的粘接強度受加載角度的影響,單軸拉伸時粘接界面粘接強度最大,而純剪切加載時粘接界面延伸率最高。Prakash等[17]對HTPB/AP界面的力學性能進行了研究,得到了界面粘接強度和外界載荷對界面破壞的影響規律。

圖2 推進劑粘接界面的三種失效形式[27]Fig.2 Three failure modes of propellant bonding interface[27]

鑒于對界面失效機理的認識不足,目前尚沒有較為成熟的推進劑/襯層界面失效準則。通常的處理方法是:將界面失效歸結為內聚力失效,借用推進劑失效準則處理界面失效問題。這一設定在大多數情況下也是合理的,因為在發動機藥柱設計時界面性能通常優于推進劑性能。沙寶林[32]提出用J積分表征作為界面裂紋穩定性的失效準則,并將其用于藥柱界面脫粘分析中,為建立界面失效準則提供了有益的解決思路。

固體推進劑及粘接界面失效研究對發動機藥柱結構完整性評估具有重要作用。目前主要存在兩方面的困難。一是失效準則過于依賴試驗,缺少有效的數值仿真分析工具,導致對推進劑和粘接界面失效機理、失效模式等問題的認知尚不清楚;二是受限于試驗手段,目前推進劑和粘接界面失效的研究主要在單軸準靜態拉伸載荷下展開,需要發展復雜外載荷和復雜受力狀態等條件下推進劑和粘接界面的失效試驗試件和裝置。因此,需要逐漸建立能夠適應更多服役場景、由仿真與試驗相結合的失效準則表征方法。

3 發動機藥柱及推進劑數值仿真方法研究

3.1 發動機藥柱結構數值仿真

數值仿真是評價發動機藥柱結構完整性的主要手段,目前大多采用基于商業軟件的有限元(FEM)仿真軟件平臺實現。在實際應用中,目前主要存在以下問題:(1)商業軟件自帶的本構模型過于簡單,不能真實反映推進劑的力學特性。二次開發方法可以解決部分問題[33],但其計算效率和計算穩定性較差。(2)網格劃分與計算效率之間存在矛盾。尤其是牽涉到推進劑/襯層界面時,過細的網格也會嚴重影響計算效率。先進的數值仿真方法有望為其提供支持,但目前尚沒有成熟的仿真工具可用。(3)目前逐漸在開發專用的固體火箭發動機藥柱有限元仿真軟件或平臺。雖然其可靠性尚有欠缺,但其對二次開發的高度支持和靈活性有望為固體火箭發動機藥柱結構完整性精確評估提供更大的幫助。

多物理場耦合是固體火箭發動機裝藥制造和使用中的典型載荷特征。固體火箭發動機的服役場景包括固化降溫、運輸振動、溫度循環和點火建壓等,存在結構場、流場、溫度場等多種物理場相互耦合作用的情況。多物理場耦合是固體火箭發動機藥柱結構完整性精確評估不可回避的問題。

熱力耦合是應力場與溫度場兩個物理場之間相互影響的過程,主要體現在固化降溫、溫度循環和溫度沖擊等場景下[34]。基于熱力耦合基本理論,劉遠祥等[35]忽略應力應變對溫度場的影響,使力學響應與溫度響應解耦,利用ANSYS有限元軟件對溫度沖擊條件下藥柱結構完整性進行了分析。王佳奇等[36]和程吉明[37]分別利用MSC.Patran/Marc、ABAQUS等有限元軟件的熱力耦合計算方法,對藥柱固化降溫及低溫點火過程中的結構完整性進行了分析。Deng等[38]構建了含老化、損傷和時變泊松比的熱黏彈性本構模型,并對藥柱固化降溫及低溫點火過程中的結構完整性進行了分析。

流固耦合現象也是固體發動機使用中的常見場景,主要發生在點火建壓的過程中。于勝春等[39]通過流-固耦合軟件MPCCI將FLUENT和ABAQUS連接,對點火升壓過程中氣流流動與藥柱結構完整性進行了耦合分析,為發動機藥柱結構的合理設計提供了一定的技術支持。桂曉波等[40]則利用ANSYS中的耦合器作為FLUENT和ANSYS的數據交換平臺,針對大長徑比的自由裝填藥柱固體火箭發動機點火瞬態過程展開了研究,模擬了冷流沖擊實驗過程的實際工作狀況。

3.2 固體推進劑多尺度力學與數值仿真方法

針對不同的空間尺度,目前已發展了一些較為成熟的多尺度力學數值仿真方法,并將其應用于固體推進劑力學性能的模擬,可望為唯象型本構模型賦予物理意義。微觀尺度主要采用分子動力學方法(Molecular dynamics, MD)在原子和分子尺度上(<10-6m)研究分子間的相互作用與材料損傷演化的規律;細觀尺度以粘合劑、顆粒及界面作為研究對象,主要關注微孔洞和微裂紋的損傷演化規律及其對宏觀力學性能的影響規律;宏觀尺度(>10-2m)的研究對象是推進劑藥柱結構和推進劑試件。推進劑多尺度研究分析如圖3所示。

圖3 推進劑多尺度分析示意圖Fig.3 Multi-scale analysis of the propellant

目前微觀數值仿真主要集中在模擬推進劑粘合劑網絡結構及混合體系的結合能(如粘合劑/填料結合性能)和力學性能研究,已在推進劑配方設計中發揮了顯著作用,也為簡化推進劑細觀模型提供了理論支持。張鑫等[41]通過MD方法研究發現GAP/ε-CL-20之間的粘附功及結合能均低于PEG/β-HMX之間的粘附功和結合能,即GAP/ε-CL-20的界面粘接情況較弱,顯著影響了GAP/ε-CL-20推進劑的力學性能。齊曉飛等[42]采用MD模擬方法在分子層面研究了NPBA(中性聚合物鍵合劑)與HMX的界面作用,考察了NPBA在NEPE體系的應用效果,為新型NPBA的分子設計提供了參考。然而,MD仿真目前在時間尺度和應力/應變幅值方面與試驗結果存在量級上的差別,僅能提供定性參考。這也是未來需要重點解決的問題。Park等[43]通過MD方法獲得了混合體系的交聯密度等參數對其力學性能的影響,將其代入宏觀模型中實現了跨尺度分析。該研究為MD研究引入了新的研究思路,值得借鑒參考。

細觀力學數值仿真主要研究推進劑微孔洞和微裂紋的損傷演化規律及其對宏觀力學性能的影響,重點是粘合劑/顆粒界面“脫濕”。目前,國內外常用內聚力模型(Cohesive zone model,CZM)模擬顆粒/粘合劑界面“脫濕”過程。Toulemonde等[44]通過設計不同粘合劑及固相填料的推進劑,同時引入Cohesive單元模型描述了界面,研究了細觀結構損傷演化過程,結果表明,考慮細觀參量的代表性單元模型能夠較好地描述顆粒填充材料細觀結構的脫濕現象并可以獲得相應的宏觀參量。目前,細觀力學數值仿真主要存在以下問題:(1)細觀模型與真實推進劑狀態不相符,主要體現在顆粒填充度和顆粒幾何形狀的描述上;(2)界面模型參數的選取缺乏可靠的依據,通常需要基于宏觀力學實驗的結果進行反演或借助于微觀尺度數值方法;(3)受限于計算量和計算效率,計算單元與用于驗證的試驗對象尺寸不相符。

此外,部分學者還開展了界面的細觀仿真研究。王廣等[45]和李高春等[46]分別基于SEM圖片或CT重構圖像建立了推進劑/襯層界面的細觀數值模型,結合Cohesive單元模擬了推進劑/襯層界面在單軸拉伸下的脫粘失效過程。

3.3 先進數值仿真方法應用

傳統有限元等數值模擬方法及相關軟件的發展為研究發動機藥柱結構完整性提供了有效的工具,但在模擬材料大變形和斷裂問題中仍然存在單元畸變、網格依賴性等一系列問題。為克服上述問題,近年來,涌現了擴展有限元法、邊界元法、求積元法、相場法及機器學習等一系列新的固體力學數值仿真方法。以下以邊界元法、相場法和機器學習為例介紹其在發動機藥柱結構完整性分析和推進劑多尺度力學仿真中的應用及前景。

邊界元法具有精度高、適合復雜邊界形狀和降維求解等優點。但在處理彈塑性問題或大的有限變形問題時,由于需要對物體進行區域離散,邊界元降維的優點消失,因此主要適用于線彈性問題仿真。Sun等[47]和Xu等[48]解決了等幾何邊界元法在黏彈性材料力學性能仿真中的關鍵理論問題,并將其用于固化降溫和體力影響的仿真計算。

相場法目前已在復合材料的損傷與斷裂力學領域有了廣泛的應用,彌補了傳統有限元描述裂紋的網格依賴性等不足。從基本原理看,相場法更適合具有脆性和纖維填充特征的復合材料裂紋模擬,應用于推進劑尚需對黏彈性部分進行適當修正[49]。基于此,國外學者構造了用于描述黏彈性材料失效過程的相場模型[50],并考慮了應變率效應,較好地模擬了橡膠的微裂紋萌生、擴展過程。該方法可望用于推進劑的損傷與斷裂研究,為推進劑的失效準則建立提供理論支持。

隨著計算機硬件配置水平的提升,機器學習在復合材料力學性能及結構設計中獲得了應用,并為解決材料微結構設計與多尺度模擬中的一些傳統難題提供了新的研究思路。Qi等[51]采用FEM及機器學習預測了碳纖維增強材料的力學性能。Ye等[52]利用FEM生成數據,再用機器學習訓練后,通過材料微觀結構圖像預測了有效楊氏模量及泊松比。Ghaderi等[53]通過結合聚合物材料力學模型及機器學習方法,將三維應力分析簡化成了一維形式,預測了應變率效應對材料力學性能的影響。這表明,機器學習也有望在推進劑多尺度力學模擬中得到應用。

4 發動機藥柱結構試驗技術

發動機藥柱結構試驗無疑是最能驗證發動機藥柱結構完整性評估正確性和準確性的手段。鑒于試驗中可用的全尺寸發動機數量非常有限,試驗成本也較高,一般采用結構試驗器開展試驗。

以下從結構試驗器設計技術、結構參數在線監測技術、結構缺陷無損檢測技術以及服役載荷模擬技術四方面介紹與發動機藥柱結構試驗相關的技術進展。

4.1 結構試驗器設計技術

結構試驗器是一種與發動機具有結構響應相似性、尺寸更小的試驗模型。利用結構試驗器可以更為方便地獲得全尺寸發動機在不同服役場景中的結構響應和失效特性。

目前常用的結構試驗器如圖4所示。其中,圖4(a)通常被稱為圓管發動機,也是目前最為常用的結構試驗器,已被列入北約的相關規范標準。它通過調整長徑比、肉厚分數和環境溫度來調節模擬的載荷,具有結構簡單、制作方便、重復性好和經濟實惠等優點。圖4(b)在圖4(a)的基礎上做了改進,可通過內腔中間的應力集中區獲得更高的應力應變載荷,能夠更為有效地模擬發動機推進劑失效的特性。但該結構對制作工藝的要求較高,在拔模時容易造成結構損傷,對于模量相對較低的高能推進劑來說制作上存在一定的困難。圖4(c)在圖4(b)的基礎上又做了進一步改進,在模擬原藥柱應力應變載荷的基礎上,實現了對界面應力集中區域的模擬,能夠同時實現推進劑和界面的結構可靠性評估。圖4(d)是一種與全尺寸發動機藥柱結構相似、用于評估翼槽型藥柱的結構試驗器,與全尺寸發動機藥柱的載荷分布相同,但是體積更小,能夠模擬發動機對復雜載荷的響應。

總體而言,結構試驗器的設計還處于工程性經驗摸索階段。大多工程研究人員都是參考以上四種構型,結合具體的發動機研制任務,開展結構試驗器設計。雖然前人基于有限元分析和相似理論等方法開展過一些可用于結構試驗器設計的相似準則,但目前還沒有形成理論上較為完備、工程上較為成熟的結構試驗器設計技術。

4.2 結構參數在線監測技術

結構參數在線監測技術是通過將傳感器埋入推進劑和界面或者布置在內腔,以實現結構試驗器或者發動機試驗時的應力應變狀態實時監測,從而為發動機藥柱結構完整性仿真驗證提供更為豐富的數據支持。與傳統的無損檢測方法相比,結構參數在線監測技術的最大優勢是:可以借助最新的傳感技術獲得發動機藥柱結構參數的動態變化過程。

結構參數在線監測在國內外均受到高度重視,按應用場景可大致分為界面監測、內腔監測和推進劑內部監測等(見圖5)。在線監測主要著眼于獲得三方面的信息:(1)發動機粘接界面受力狀態;(2)長期貯存所產生的藥柱變形及受力狀態;(3)推進劑內部的溫度梯度及力學狀態。就需求的迫切性而言,界面和內腔監測更為迫切;就技術實施難度而言,內腔監測難度最低,推進劑內部監測最高。

粘接應力和溫度雙模傳感器(DBST)是近年來發展較為成功的一項界面監測技術。美國Micron公司研制的DBST可以實現對發動機界面的應力和溫度的監測。DBST功耗低,不易產生電火花,能精確測量溫度范圍-50 ℃至70 ℃內產生的應力。將DBST傳感器埋入試驗發動機連續工作4年后取出,經過測試,傳感器精度仍能保持在0.5%以內。國內相關單位也開展了相應的傳感器研制、監測系統開發和驗證試驗等工作。高鳴等[54]研制了一款單晶硅應變片式粘接界面應力傳感器,并對傳感器監測系統進行了界面試件扯離試驗,證明了該系統能夠有效監測粘接界面應力。

基于布拉格光柵(FBG)的光纖傳感器是近年來在界面監測方面開展較多的另一技術途徑[55]。FBG獲得青睞的主要原因在于:(1)光纖的體積小,對界面本身特性的影響幾乎可以忽略;(2)光纖成本低,可以大量鋪設,有助于形成傳感器網絡,可以獲得大量的數據和信息;(3)FBG的多點串聯特性可以大大降低傳感器網絡布線的難度。國內研究者已論證將FBG光纖傳感器應用于固體火箭發動機應變場、溫度場和損傷狀況測試的可行性。Zhang等[56]對FBG光纖傳感器進行封裝,將其埋入推進劑/襯層界面中,驗證了傳感器封裝和埋入方式的可行性。張燾等[57]采用增敏小球結構有效地解決了FBG光纖傳感器與固體推進劑的變形協調問題,大幅提升應變測量的靈敏度和傳遞效率。目前絕大部分FBG光纖傳感器均是以石英芯光纖作為載體加工制造而成,不能滿足發動機藥柱的大應變測量需求。針對該問題,Chen等[58]采用聚合物光纖開展了推進劑啞鈴試件力學性能大應變測試,初步驗證了聚合物光纖對黏彈性固體應變狀態的監測能力。

圖5 固體火箭發動機藥柱結構監測示意圖Fig.5 Schematic of SRM grain structure monitoring

柔性傳感器具有量程大、柔韌性好和延展性強的特點,能夠解決發動機應變測量中的模量低、變形大和結構變化復雜等問題,有望在發動機內腔和界面等結構變形測量中得到應用[59]。張松濤等[60]將柔性電容傳感器和柔性壓阻傳感器埋入推進劑界面試件中開展扯離試驗和剪切試驗,結果表明柔性壓阻傳感器能夠對界面的正應力進行定量表征,而柔性電容傳感器只能對界面的剪應力進行定性表征。胡翰倫[61]研制了由平板電容和超彈塑性材料制成的界面應力柔性傳感器,并應用于發動機推進劑內部三維應力與藥柱應變監測,開展了典型運輸與貯存環境模擬試驗,證明了傳感器的有效性。Gao等[62]制造了一種碳納米管和聚氨酯納米纖維制成的柔性傳感器,具有良好的超彈性和拉伸敏感性,目前已應用于人體運動的監測,對固體發動機藥柱結構試驗有一定的借鑒意義。

4.3 結構缺陷無損檢測技術

固體火箭發動機藥柱在制造和服役過程中會因原材料、工藝和載荷作用等各種因素造成氣孔、裂紋和界面脫粘等結構缺陷。無損檢測法是目前在工程中應用較為普遍的藥柱缺陷檢測方法,可在不對發動機造成損傷和失效的前提下,對藥柱內部損傷進行檢測。目前常用的無損檢測方法主要包括超聲波檢測和X射線檢測等。

超聲檢測是目前較為常用的界面缺陷無損檢測方法,主流的技術途徑為基于縱波的超聲脈沖反射原理。艾春安等[63]構建了一套干耦合超聲檢測系統,能夠檢測粘接結構中的脫粘缺陷,基本確定缺陷的形狀及位置。王飛等[64]研制了自動化超聲掃描檢測系統,解決了固體火箭發動機燃燒室殼體與絕熱層粘接質量批量化檢測問題,具有廣泛的工程推廣價值。白小平等[65]研制了基于機電阻抗頻率響應函數方法的無損檢測系統,解決了非金屬殼體超聲衰減造成的缺陷不易監測問題。

X射線檢測中最常用的是工業CT技術,能通過三維成像精確檢測出發動機藥柱內部的細觀缺陷。隨著射線能量水平的提高,CT技術在大型固體火箭發動機藥柱質量檢測中得到了廣泛的應用。盡管存在檢測周期長和檢測成本高的不足,其作用在短期內是無法替代的。為了彌補工業CT檢測周期長的缺陷,陳慶貴等[66]開展了窄角扇束工業CT檢測固體火箭發動機局部缺陷檢測研究,并對局部三維重構的方法進行了研究。

4.4 服役載荷模擬技術

要全面評估發動機藥柱的結構完整性,就需要試驗模擬發動機各種服役場景下的載荷,以獲得第一手的發動機藥柱應力應變狀態數據。通常,需要考慮的服役場景主要包括固化降溫、溫度循環、振動、加速度和點火建壓等。除點火建壓外,其他工況的載荷模擬技術相對較為成熟,可以通過溫度循環、溫度沖擊以及振動臺、公路運輸、沖擊和跌落等方式實現,并且已形成相關的工程試驗標準,在此不再贅述。

點火沖擊模擬是服役載荷模擬技術中的難點,近年來已取得一定的突破。Robert等[67]首次報道了采用快速冷增壓模擬點火建壓的固體火箭發動機藥柱結構試驗,在大約120 ms的時間內試驗器壓強可達12 MPa。王創歌等[68]也自行設計了冷增壓試驗系統,可在250 ms內達到預設的壓力值,并認為藥柱兩側受力不均衡和不均勻沖擊載荷是點火建壓造成藥柱結構完整性故障的直接原因。目前這種利用氣體增壓的方法可以模擬發動機點火增壓的過程,但是在快速增壓的過程中高速流動的氣體會在發動機藥柱表面產生摩擦,導致發動機藥柱表面快速升溫,對于熱敏感的推進劑來說很有可能導致安全問題。有關單位已開始考慮搭建其他流體的冷增壓系統,目前還沒有完整的設備可供使用。

由此可見,發動機藥柱結構試驗技術的研究進展還遠遠無法滿足實際工程需求,也無法為發動機藥柱結構完整性仿真驗證提供有效支持。未來發動機藥柱結構試驗技術研究應將重點放在結構試驗器設計和結構參數在線監測技術上。前者可以有效減少試驗成本,為發動機試驗提供更多的樣品;后者可以有效豐富單次發動機試驗的數據,為提升發動機藥柱結構響應和失效機理認知奠定基礎。長遠來看,結構參數在線監測技術還可以用于全尺寸發動機,為未來的智能發動機提供必要的硬件支持。

5 結 論

試驗手段覆蓋不全、機理認知不清和仿真結果難以驗證是固體火箭發動機藥柱結構完整性評估中目前存在的瓶頸問題。未來的研究應通過機理試驗和跨尺度力學分析等科學研究提升推進劑力學行為認知,建立能夠覆蓋所有服役工況的推進劑測試表征規范,通過發動機高精度數學模型與仿真以及更為豐富的發動機試驗手段為高性能發動機藥柱結構設計和研制提供支持。

下一階段應重點開展以下幾方面的研究:

(1)發展推進劑及粘接界面力學特性多尺度表征和測試方法,開發細觀損傷演化和力學特性的新測試裝置,形成對推進劑及粘接界面力學響應和損傷演化的內在物理機制的試驗認知,建立含細觀結構參量演化的宏觀構效模型,為準確描述推進劑和粘接界面力學行為奠定基礎。

(2)發展推進劑和粘接界面裂紋萌生和擴展的斷裂理論模型和數值仿真方法,扭轉目前嚴重依賴試驗的失效準則獲取方法現狀,逐漸建立能夠適應更多服役場景、由仿真與試驗相結合的失效準則表征方法。

(3)發展能夠兼顧計算效率和精度的推進劑多尺度力學行為和發動機數值仿真方法,開發能夠滿足工程設計的發動機藥柱結構完整性數值仿真工具,為準確描述推進劑力學行為的物理機制和評估發動機藥柱結構完整性提供支持。

(4)發展能夠兼顧試驗成本、測試參量類型和試驗安全的發動機藥柱結構試驗技術,聚焦結構試驗器設計和結構參數在線監測技術,為提升發動機全壽命周期藥柱結構響應和失效機理的科學認知及全面驗證發動機藥柱結構完整性仿真的可靠性提供支持。

(5)綜合利用人工智能、機器學習、數據挖掘和數字孿生等信息和智能化手段,開發能夠有效集成仿真和試驗數據的發動機藥柱結構完整性評估一體化平臺,建立發動機藥柱結構設計數據庫,實現設計、仿真、試驗和研制的一體化。