装药结构试验器设计和低温老化试验研究

李小换，曹付齐，沈欣，李彦丽，韵胜

（1.中国空空导弹研究院，河南 洛阳 471009；2.驻中国空空导弹研究院军代室，河南 洛阳 471009；3.航天科工六院46所，呼和浩特 010010）

装药结构试验器设计和低温老化试验研究

李小换1，曹付齐1，沈欣2，李彦丽3，韵胜3

（1.中国空空导弹研究院，河南 洛阳 471009；2.驻中国空空导弹研究院军代室，河南 洛阳 471009；3.航天科工六院46所，呼和浩特 010010）

目的 探索固体火箭发动机装药低温老化试验方法和机理，为固体发动机寿命预测和延寿提供支撑。方法 设计方便取样测试的结构试验器，通过仿真计算确定具有一定应变水平的装药内孔尺寸，开展-10 ℃和-35 ℃低温老化试验。老化后首先对结构试验器进行无损检测，再取出药柱制取推进剂标准试样，进行常温和低温快速拉伸力学性能测试。结果 设计完成三段连接式结构试验器，既不破坏药柱所承受的应力载荷，又保证取样方便、安全。无损探伤表明，经过低温长期贮存的结构试验器药柱没有产生裂纹和脱粘现象。推进剂的常温力学性能无明显变化，低温的最大抗拉强度有所升高，最大伸长率降低明显，-10 ℃和-35 ℃低温老化试验后，最大伸长率分别降低了24%和40%。结论 推进剂内部产生了微损伤，承受低温快速应变（对应低温点火冲击状态）能力下降明显，应引起高度关注。

结构试验器；推进剂；低温老化

固体火箭发动机是导弹武器系统的主要动力装置，它的贮存寿命和可靠性是影响整个武器系统寿命的重要指标[1—5]。准确预估发动机的寿命既可以确保导弹有预期的打击能力和威慑力量，又可以避免导弹提前退役带来的过重经济负担和浪费。研究表明，发动机中推进剂药柱的寿命是发动机寿命的薄弱环节[6—7]。

目前，国内外普遍采用高温加速老化的方法预估推进剂乃至发动机的寿命[8—9]，而战术导弹尤其是空空导弹的服役温度范围较宽（-55～+70 ℃）[10]，因此，研究和探索固体火箭发动机中推进剂药柱在低温贮存环境下性能的变化趋势显得十分必要。文中设计了一种用于低温老化，具有与某真实发动机应变水平一致的结构试验器，并开展了两种温度的低温老化试验，初步探索了结构试验器中推进剂的低温老化问题。

1 装药结构试验器设计

低温老化结构试验器具备以下几个特点。

1）结构试验器在老化结束后能够完整地取出推进剂药柱，并制取试样进行性能测试。取样方式对于试验结果的评定尤为重要，本研究主要从结构试验器壳体设计入手，经过反复实践和验证，确定了三段连接式（即头部和尾部各一段，中间一段）壳体设计方案，如图1所示。此方法既不破坏药柱所承受的应力载荷，将头、尾两段去除后又可以方便、安全地取出中间段药柱用于制取试样测试推进剂性能，取样后如图2所示。

图1 结构试验器壳体

图2 取样得到的药柱

2）能够尽可能地模拟真实发动机的装药情况。

3）本结构试验器前、后两端设计了人工脱粘层，发动机壳体采用某发动机用包覆层进行包覆，并对包覆后的结构试验器按照某发动机装药工艺进行装药，保证结构试验器装药所用材料和工艺与真实发动机一致，提高低温老化试验结果的可信度。

4）能够模拟推进剂药柱在真实发动机中的应力/应变状态。该研究中结构试验器药柱的应力/应变水平通过药柱内孔尺寸控制，而内孔尺寸通过对结构试验器进行三维有限元分析确定，结构试验器的有限元模型如图3所示。

图3 试验器三维有限元计算模型

文中选定的低温老化试验温度分别为-10 ℃和-35 ℃，通过三维有限元分析得到在两个温度下对应的结构试验器应力如图4所示。未老化时，-10 ℃和-35 ℃两个温度下对应的结构试验器药柱最大应变分别为9.65%和12.4%，与真实发动机中应变水平一致。

图4 不同温度下结构试验器药柱应力

2 试验

2.1 推进剂配方组成

研究中的结构试验器所用推进剂为丁羟推进剂，该推进剂的固体质量分数为 87.5%，其中铝粉为18.5%，高氯酸铵为 69%，HTPB/TDI粘合剂体系及增塑剂含量为12.5%。

2.2 方法

采用上述配方进行结构试验器装药，结构试验器在放入低温老化试验箱前，为了防止贮存试验过程中药柱吸湿，对结构试验器整体进行抽空密封。

1）低温老化试验。选取结构试验器，分别在-10 ℃和-35 ℃温度下进行低温老化试验，按表1规定的取样时间点取出结构试验器。

表1 取样时间点

2）无损检测。按表 1规定的取样时间点定期取出结构试验器，对结构试验器进行超声波探伤和 CT探伤。用于探伤检测的仪器有工业CT和超声波检测仪，工业CT探伤主要检测药柱内部是否出现裂纹，采用的仪器型号为MG450，电压为440 kV，电流为8 mA。超声波探伤主要检测界面是否脱粘，采用的仪器为CTS-9009型轻便式数字超声波检测仪，检测探头型号为2.5Z20N，探伤灵敏度为68 dB，频带为2～15 MHz，扫描深度为50 mm。检测面为结构试验器壳体与包覆层界面，检测方法为透射法。

3）力学性能测试。力学性能试样由结构试验器中取出的药柱制得，试样选定为GJB 770B—2005方法413.1中的B型，在INSTRON 5567拉伸试验机上进行。测试条件有常温测试和低温快速拉伸测试两种，其拉伸速度分别为100，500 mm/min，测试温度分别为（23±2）℃，（-55±2）℃

3 试验结果

3.1 无损探伤结果

经过不同时间低温贮存后的结构试验器经外观检查、超声波和CT探伤，药柱和粘接界面均无异常。说明经过不同时间低温贮存，结构试验器宏观上无明显变化，药柱无宏观裂纹出现，粘接界面无脱粘现象。

3.2 力学性能数据

从低温老化的结构试验器中取出的推进剂在常温测试条件和低温快速拉伸测试条件下最大抗拉强度(σm)和最大延伸率(εm)随贮存时间的变化趋势如图5和图6所示。

图5 低温老化后常温测试力学性能变化趋势

图6 低温老化后低温快拉测试力学性能变化趋势

3.3 试验结果分析

从图5可以看出，在常温测试条件下，经过-10 ℃和-35 ℃低温老化后，推进剂最大抗拉强度σm略有升高，但变化幅度不大。最大伸长率εm老化前期略有下降，后期有所升高，但是下降或升高的幅度均不大。说明在-10 ℃和-35 ℃条件下老化23周，常温正常拉伸对应的应变速率下，推进剂未发生宏观力学性能上的明显变化。

低温快速拉伸试验主要是考察模拟发动机低温点火瞬间，在温度载荷和压强载荷联合作用下，药柱承受快速应变的能力。从图6可以看出，在低温快速拉伸测试条件下，经过-10 ℃和-35 ℃低温贮存19周和23周后，推进剂低温快速拉伸的最大抗拉强度σm有所升高，分别由初始值3.77 MPa增大到4.06 MPa和3.99 MPa。最大伸长率εm随着老化时间的延长明显降低，且贮存温度越低，降低越明显。在-10 ℃贮存老化19周后，最大伸长率εm由初始值37.6%降低到28.6%，降低了约24%；在-35 ℃条件下贮存老化23周后，εm降为23.9%，降低了36.4%。

药柱低温快速拉伸条件下的最大伸长率εm降低如此明显，需要引起发动机设计者高度重视。说明经过低温长时间老化后，药柱承受低温快速应变的能力降低，在点火瞬间药柱的最大伸长率可能已经不能满足使用要求，药柱内表面可能会在点火瞬间产生裂纹，从而引起燃面增加，压强增大，有可能造成发动机爆炸事故的发生。

3.4 老化机理分析

初步分析认为，推进剂低温老化的机理为：首先从该推进剂配方体系的特点分析，在常温和高温条件下，主要是化学交联点起作用；在低温条件下，除了原有的化学交联点发挥作用，物理作用也加强，“附加交联点”增多，低温使粘合剂分子链的刚性增大而柔性降低，粘合剂网络收缩，模量和本体强度上升，表现为推进剂变得硬而脆。由于推进剂粘合剂网络的收缩导致粘合剂网络本体承受内聚应力，在长时间内应力作用下，对推进剂本体造成累积损伤，甚至产生微裂纹。其次，低温条件下推进剂粘合剂本体和固体颗粒均各自向内收缩，导致两者界面存在拉应力，长时间拉应力作用会导致固体颗粒和粘合剂本体界面累计损伤，使推进剂产生“脱湿”，造成粘附破坏。

在前期的研究中[11]，曾采用动态力学分析（DMA）技术对推进剂的微观损伤进行了监测，证实了经过低温老化的结构试验器中的推进剂药柱内部存在微损伤。

目前，国内外对推进剂低温老化的研究少之又少，但低温对推进剂造成的损伤已越来越受科研工作者的重视，而进一步寻求能够表征推进剂微观损伤的手段将是我们下一步研究的重点，它可以帮助我们揭示推进剂低温老化的机理。

4 结论

1）创新性地设计、加工了具有设定应变水平的“三段式”结构试验器，实现了安全取样，且不破坏药柱所承受的应力载荷。

2）经过长期低温贮存的结构试验器药柱，通过CT和超声波探伤，显示结构试验器药柱结构完整，无裂纹，界面无脱粘。

3）常温力学性能测试表明，推进剂最大抗拉强度σm和最大伸长率εm无明显变化。低温快速拉伸测试表明，最大抗拉强度有所升高，最大伸长率明显降低，且温度越低，低温老化时间越长，降低越明显。经过-10 ℃和-35 ℃低温老化后，最大伸长率与初始值相比，分别降低了24%和36.4%。

4）推进剂低温快速拉伸条件下的最大伸长率εm降低如此明显，说明经过低温长时间老化后，药柱承受低温快速应变的能力降低，需要引起发动机设计者高度重视。

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Design of Charge Structure Tester and Test of Low-temperature Aging

LI Xiao-huan1,CAO Fu-qi1,SHEN Xin2,LI Yan-li3,YUN Sheng3
(1.China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China; 2.Military Representative Office Positioned in China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China; 3.The 46th Institute of the Sixth Academy of CASIC, Huhhot 010010, China)

Objective To explore method and mechanism on low-temperature aging test for charge structure of solid rocket engine and provide support for predicting and extending the service life of solid engine. Methods Structure tester was designed to facilitate experimental testing through simulation to determine the strain of certain level of charge pore size, and low-temperature aging test was carried out at -10 ℃ and -35 ℃. Non-destructive test was carried out to the structural tester after aging. Then the grain was taken off to prepare propellant sample to conduct fast tensile mechanical property test at room-temperature and low-temperature. Results A three-section connection type structure tester was designed to make sure not to destroy the stress load of the grain born and to ensure the sampling convenience and safety. The non-destructive testing showed that the grain inside the structure tester did not produce cracks and debonding phenomena after being stored at low temperature for a long term; the mechanical properties of the grain at room temperature had no significant change; the maximum tensile strength at low temperature was increased to some extent and the maximum elongation decreased significantly. After low-temperature aging test at -10 ℃ and -35 ℃ , the maximum elongation decreased by 24% and 40% respectively. Conclusion Micro-damage produces inside the propellant and the capacity towithstand low-temperature rapid response (corresponding to low-temperature impact ignition state) decrease significantly, which should cause great concern．

structure tester; propellant; low-temperature aging

10.7643/ issn.1672-9242.2017.01.009

TJ768；V512

A

1672-9242(2017)01-0034-04

2016-07-27；

2016-09-04

国家自然科学基金（U1404106）

李小换（1984—），女，河南郑州人，工程师，主要研究方向为固体火箭发动机装药设计。