国外大型固体火箭发动机立式贮存老化研究状况

2019-07-31闫心怡

固体火箭技术 2019年3期

雷宁，闫心怡

(1. 西安航天信息研究所，西安 710025 ；2. 西安理工大学材料科学与工程学院，西安 710048)

0 引言

固体导弹具有战勤简单、可靠性高、成本低等优点，但其服役期间的老化问题却严重影响着导弹的可靠性，尤其是固体火箭发动机，因其具有对老化敏感的元器件，其老化特性就成为决定导弹武器工作能力的关键因素之一。要确定固体导弹的服役期限，关键在于了解固体火箭发动机的老化特性。

固体推进剂是发动机结构中对老化最敏感的部件。在固体火箭发动机储存使用过程中，由于各种因素长期的综合作用，固体推进剂会出现裂纹、脱粘、力学性能下降等老化现象。大型固体火箭发动机在长期立式贮存条件下(如发射井贮存)，还会发生变形或下沉，这种过度变形会改变推进剂内孔型面，致使药柱燃面形状变化或阻塞燃气通道，从而导致发动机内弹道性能改变或引起发动机爆炸。因此，大型固体火箭发动机推进剂药柱下沉是设计人员考虑的重要问题。

美国对所有正在服役的固体火箭发动机都实施了某种形式的监视方案以及时确定武器装备的状态。固体火箭发动机的大小、数量、单价和应用各不相同，因而针对每种发动机所制定的监视方案存在明显的差异[1]。相对较便宜的上面级发动机，可以贮存在任意指定的环境中备用。对这类发动机所制定的监视方案就明显有别于对昂贵的弹道导弹用发动机所制定的监视方案。如美国民兵导弹在1959年研制初期就制定了一整套发动机老化监测的计划，在此之后的70年代，美国空军又实施了长期使用寿命分析计划。在老化监测计划的实施过程中不断对试验方法和检测工具加以改进，又通过80年代实施的导弹延寿计划，使发动机寿命远远超过了原定的10 a，民兵-3导弹的服役寿命超过50 a。直至目前民兵-3导弹仍是美国现役可靠的陆基战略弹道导弹[2]。

长期以来，研究人员对影响固体推进剂老化的主要因素、老化机理以及推进剂老化预估方法等方面做了积极的探索, 尤其国外发达国家对固体推进剂老化研究起步较早，积累了丰富经验，取得了大量的研究成果[3]。国内近10年来在各种类型、各种型号的发动机方面都开展了相当广泛的深入研究。在实验方面，根据发动机的具体任务要求和使用环境进行了大量试验工作；在基础理论的研究方面，从大量的实际试验数据上不断总结规律、总结理论，发动机贮存性能的预测方法得到相当大的发展，但研究方法、研究手段距国外先进水平尚有一定差距。

1 固体推进剂老化机理

1.1 固体推进剂老化

复合推进剂药柱的老化十分复杂，推进剂的原始性能发生变化往往是外部物理老化和内部化学过程互相作用的结果，利用原始的力学性能计算得到的安全系数往往不能正确反映这些共同作用的影响。

在老化研究过程中，人们关注最多的是化学反应，包括热降解反应，但实际上，一些物理反应完全有可能使得推进剂的性能随时间发生老化，而这种老化与化学变化毫不相关。例如，挥发分的逐渐损耗会导致推进剂变硬以及拉伸强度降低，也会使推进剂体积少量缩小，最后导致壳体粘接推进剂药柱中的应力和应变水平较高。另外，众多细微裂纹在受力状态下逐渐扩展，从而使推进剂或者粘接界面的应变耐久性下降，当裂纹尺寸达到临界状态的时候，材料发生失效。表1列出了在固体发动机老化期间引起推进剂性能下降的影响因素。

1.2 老化监测数据要求

在发动机服役寿命分析和试验的综合方法中，能够预测老化的实际数据分为诱发载荷、力学性能、化学性能[4]三方面主要类型。

诱发载荷是指在发动机贮存、运输、处理和工作过程中所承受的载荷。主要的贮存载荷包括重力、温度和湿度。主要的处理载荷包括温度、湿度、震动和加速度。主要的工作载荷包括压力、重力、加速度和振动。这些数据在固体火箭发动机状态监测中是不可或缺的。

进行服役寿命预测所必需的力学性能数据可分为材料的响应数据和材料的失效数据两类。在监视方案中定期对材料的这两类性能进行测量是十分重要的。

材料的响应数据包括松弛模数(Erel)、泊松比(ν)及热膨胀系数(α)。这些参数用在有限元分析方案中，用以预测在每种载荷条件下材料中所诱发的应力和应变。由于固体推进剂具有非线性粘弹性能，根据材料的温度和施加载荷速率的不同，推进剂的性能变化很大。材料的这种复杂性就要求进行破坏性试验以获得老化数据。将材料从发动机上取下来，在很宽的温度、载荷率和压力范围条件下进行试验。温度范围不应局限于最终使用环境的温度极限。这是因为在粘弹性应力分析中一般会使用时间-温度等值原理。例如，在-27 ℃下的应力松弛模量可能等值于推进剂在点火瞬间室温条件下的模量。同样地，在计算很长的时间内室温条件下推进剂的沉降时通常会采用高温下的模量值。过去监视方案的制定人员对这一原理知之甚少，他们仅仅在要求的环境温度范围内确定材料的性能。

第二类力学性能数据与材料失效或强度有关。现场获得这一类型的数据比获得材料的响应数据更加困难。失效或强度数据也取决于温度、加载率和压力。目前要得到这一数据，要求材料必须达到失效，针对预期的失效模式对失效性能进行测量。在很宽的温度范围内，在室压和高压条件下通过双轴失效试验可以检查内孔裂纹。高压会显著影响固体推进剂的响应和失效性能。由于固体推进剂发动机关键的工作状态是点火期间的实际加压过程，因此必须确定高压下的性能，最好是获得最高预期压力下的性能。在目前实施的监视方案中很少确定不同压力下材料的失效性能，这一点将在未来的方案中得到充分重视，尽管这样做会增加试验成本。对不同压力条件下推进剂的响应性能还没有开展广泛的研究，对推进剂-衬层的脱粘性能很难进行定量测量，通常使用剥离和拉伸试验来确定性能的变化。同样地，这些试验必须在很宽的温度范围下进行。

第三类必要的数据是化学性能[5]。一般来说,材料的力学性能发生变化是化学变化或机械损伤的结果。能够跟踪主要老化机理的化学变化是十分重要的，减少或排除所需要的破坏性试验数据，将固体火箭发动机系统的基本化学性能与材料的性能联系起来的微结构模型目前刚开始出现。这种方法最有潜力满足老化方案未来的要求。

人们所关心的化学性能包括材料间不同组分的迁移或扩散，特别是界面附近的材料，以及与老化相关的主要化学反应的速率。对于高能推进剂来说，稳定剂损耗是与发动机寿命相关的一个重要参数。这种方法最具挑战性的方面在于正确定义化学老化机理，研发能够测量所需参数的传感器，并将化学性能与力学性能相联系以预测发动机的服役寿命。

表1 固体发动机老化期间引起推进剂性能下降的影响因素

2 民兵导弹发动机老化监视计划

民兵导弹在1959年研制初期就制定了一整套监视发动机老化的计划。在之后的70年代，美国空军又实施了长期使用寿命分析计划。因此，民兵导弹从1961年11月其第一个型号开始服役至今已历时50余年, 仍是一种可靠的战略武器。其发动机也大大超过了原定的10 a 期限, 这与民兵发动机老化的研究计划有密切关系。

总的来说，民兵导弹固体发动机老化监测可以划分为三个主要阶段[6]：

(1)60年代，老化机理研究，在推进剂力学性能、化学及弹道性能方面开展了大量的试验；

(2)70年代，对初期的试验方法进行不断改进，采取了失效判据，通过解剖发动机的方法掌握发动机真实的老化状况；

(3)80年代，掌握成本有效的、更加平衡的方法，综合利用真实发动机和实验室样品数据预测老化。

2.1 60年代[5-7]

20世纪60年代初期，老化试样主要是推进剂试样，基本上不涉及推进剂-衬层-绝热层粘接试样，老化温度随意选择为44、61、83、100、122 ℃，对老化试样的试验主要是关注力学性能的变化，也包括一些化学实验，对数据的分析主要是基于阿累尼乌斯方程。

这一时期的老化方案还包括对在高温下老化的缩比发动机和在环境温度下老化的全尺寸发动机进行点火试验。研究的项目包括化学流变性(应力、温度、环境、抗氧化剂、添加剂的影响)、质谱分析、气相色谱分析、点火性/弹道性能、衬层的老化研究、湿度的影响效应、蠕变性能的研究等。

20世纪60年代中期，在初期老化方案的基础上启动了三项改进计划，分别是运输和处理计划、失效判据研究及老化机理研究，重点是推进剂/衬层系统的化学物理变化。

20世纪60年代末期，开始实施发动机解剖计划，研究了三种发动机解剖方法。研究人员采用了电化学铣削法和喷砂法来切割钢(钛)壳体，这两种方法都要求用刀切割至内绝热层，并用线切割法切割推进剂。由于电化学铣削法易发生起火，后来普遍采用喷砂方法。

1969年6月，成功切割了第一台全尺寸民兵导弹第三级发动机(玻璃纤维壳体)。研究首次表明，全尺寸发动机中的推进剂与作为实验室试样老化的推进剂之间可能存在明显的差异。结果表明，实验室试样和切割发动机的粘接强度差异不大，然而，切割发动机的推进剂明显更硬(松弛模量至少高30%)。因此，采用实验室试样数据明显低估了粘接应力。此外，根据CTPB粘合剂来源的不同，推进剂的表面硬化特性具有明显的差异。

1969年启动民兵-3第三级发动机老化方案。该方案总结了之前老化方案的经验教训，也就从这时起，人们开始意识到模拟固体火箭发动机真实系统的重要性。

针对第三级发动机开展的老化方案在以下三方面进行了改进：

(1)关于试样的准备，应当模拟发动机真实系统；

(2)正式开始评估推进剂-衬层-绝热层系统以及发动机其他部件的老化稳定性，要求确定所有对老化敏感的部件及材料、可能的失效模式，并评估失效发生的概率及影响，对之前方案相关数据进行回顾，选择本方案中应包含的材料及开展的试验，并确定失效判据，以评估老化趋势和服役寿命；

(3)对于推进剂老化试样建立了统一的切割图。对于给定试验，制备的样品在每个试验间隔应当从老化试样相同的部位切割取样，这样可以减少由于取样部位的不同所造成的试验结果的差异，以最大程度地检测由于老化引起的性能变化。

2.2 70年代[8-13]

1972年, 美国为提高民兵发动机工作寿命的预示能力, 在民兵发动机监视计划的后期又执行了一项长期工作寿命分析计划(LRSLA)，包括结构分析、过载试验和工作寿命统计分析三个阶段。通过该计划的实施,可使民兵发动机服役寿命的预示能力提前4 a。

2.2.1 发动机结构分析

结构分析的任务：(1) 鉴定发动机在工作环境下的所有潜在破坏模型；(2)确定支配发动机工作的临界破坏模型；(3)确定临界破坏模型的理论破坏极限。

2.2.2 过载试验

超载试验目的：(1)检验和/或鉴定临界失效模式；(2)以实验方法确定经过定期老化的发动机结构完整性；(3)检验老化影响和发动机使用寿命的数学预估。民兵导弹发动机的超载试验主要是模拟点火加压。

首先, 根据结构分析所鉴定的临界破坏模型进行过载试验技术的设计。例如, 民兵一级发动机的临界破坏模型有两个：一是头部推进剂药柱内孔开裂和前封头药柱脱粘；另一个是发动机因长期立放于发射井中造成限燃层损伤。第三级发动机的失效模式首先是药柱翼槽顶部裂缝的发生和扩展，以及药柱后中心孔人工脱粘层脱粘，另一个是推力终止孔附近的脱粘。

其次，过载试验中应重视测量试验数据的可靠性，它取决于测试手段和仪表精度。

最后，过载试验的另一任务是验证分析，即利用过载试验结果和经发动机解剖数据验证的理论解析模型，根据材料的应力特性分析，求得真正的临界破坏极限值。表2列举了民兵导弹一级发动机推进剂/包覆层破坏模型的潜在关键参数。

2.2.3 工作寿命统计分析

临界破坏解析模型经过发动机过载试验、解剖发动机和工程分析验证后，采用统计方法来完成发动机工作寿命的预示工作。

长期使用寿命分析的实施非常成功。在置信度为90%、可靠性为99%的条件下，预估美国民兵导弹Ⅱ第一级发动机的使用寿命为11 a，第三级发动机为19 a。

LRSLA法存在的间题主要有：由于它是专门针对某一型号、甚至某一批量所作的实验,某一材料(包括配方)、结构形式、尺寸、使用要求和使用场合都是特定的，偏离这些具体条件时，结果便不相同。即不同型号之间不能通用。它的最后比较标准是全尺寸发动机自然存放的性能数据。花费时间长、试验工作量大、消耗费用多，其过载试验解剖和应力分析皆比较复杂。

表2 民兵导弹一级发动机推进剂/包覆层破坏模型的潜在关键参数

注：1)、2)方差分析时所选的偏差。

2.3 80年代[14-16]

这一时期的老化方案除了采取如LRSLA方案相类似的实验室样品、全尺寸切割发动机以及从全尺寸发动机上制取的推进剂-衬层-绝热层系统试样外，还增加了表面测试器以及插塞取样发动机(plug motor)。

表面测试器是Aerojet设计的一种特殊的无损试验工具，能够无损评估发动机内孔中推进剂表面的物理性能。插塞取样发动机是从全尺寸发动机上切取深达壳体的试样，包括推进剂-衬层-绝热层和壳体，能够评估发动机在真实应力-应变环境中的老化影响。

插塞取样发动机是Aerojet开发的贯穿壳体取样(插塞试样包括壳体，绝热层，衬层和推进剂)的方法，同时保持发动机的结构完整性以供将来取样。通过定期对全尺寸发动机进行取样，并在严格监控的条件下存储，能够评估发动机在真实应力-应变环境中的老化影响。

在Aerojet实施的民兵-2/3导弹第二级发动机老化监测方案中，选取了3台全尺寸发动机，分别制造于1976年、1984年和1986年，贮存在严格监控的环境中。对这3台发动机定期取样(插塞试样包括壳体、绝热层、衬层和推进剂)，可以评估在实际应力/应变环境中的老化趋势。

插塞取样发动机1976A(AA21480)在存储老化110个月后，从其前部、中筒部及后部区域分别取下插塞试样。力学性能数据显示，不同部位试样的推进剂性能和粘接性能存在显著的差异。从中筒部取下的试样推进剂较硬，粘接强度较大。

对插塞取样发动机1984A进行的无损探伤表面试验表明，与存储2个月的发动机相比，储存24个月后的发动机的初始模量增加了6.2%～22.6%。筒段后部的增长幅度最大。

插塞取样发动机试样与发动机共同制造和贮存，对这些试样进行试验提供了有关发动机/方坯之间性能差异的信息。这些信息极大地改善较为经济的方坯试样在评估推进剂-衬层-绝热层体系的老化性能方面的价值。

2.4 90年代[17-19]

90年代以后，空军研究实验室结合IHPRPT计划针对战略导弹开展了战略系统支持技术计划(TSSS)，强调了对战略导弹进行寿命监测时应当关注对导弹当前状态的评估以及未来状态的预测。该计划包括了4个子计划：

(1)服役寿命预估技术计划。研究了环境、力学及化学传感器，并开发了本构模型，可以对固体推进剂精确建模，包括老化和化学变化对推进剂力学性能的影响。

(2)无损评估/数据处理子计划。针对战略导弹开发了高分辨CT技术，以及自动化无损数据评估系统(ANDES2)，可以对发动机的结构完整性做出评估。

(3)临界缺陷评估子计划。开发了计算机软件，能够耦合结构、热和弹道模型进行高保真固体发动机模拟。

(4)传感器的应用和建模子计划。在固体火箭发动机上应用商业成熟的传感器或接近成熟的传感器。

3 老化监测试验方案及方法

在发动机老化监测方案发展期间所采用的各种试验方法也发生了很大变化。1962年～1984年间实施的民兵导弹老化监测方案中，针对推进剂试样以及推进剂-衬层-绝热层粘接试样开展了不同试验。

在初期老化监测方案中采用了各种试验方法，但几年后，发现有些试验并不是必要的，如初期认为大型固体发动机药柱(诸如民兵第二级发动机药柱)会随老化出现过度下沉现象，因此初期方案重点开展了蠕变试验，后来发现推进剂下沉并不是一个严重的问题，就取消了蠕变实验，同样取消的还有发动机动态振动试验。此外，在发动机老化方案初期，认为老化会影响发动机弹道参数和安全特性，因此在初期的试验中进行了重点研究。然而，后来发现对于这种推进剂系统来说，这些特性对老化效应是非常不敏感的。随着对老化机理认知的不断深入，研究人员开始将重点放在：(1)获取响应和失效数据，以支持临界结构失效模式分析；(2)获取化学数据以评估和监测与关键老化机理相关的化学变化。值得特别注意的是，应当从经历真实贮存环境的发动机试样中获取上述数据[6]。

4 推进剂立式贮存下沉问题研究

在固体火箭发动机立式贮存期间以及运输和发射条件下，会发生轴向或纵向加速度载荷。在固体火箭发动机立式贮存过程中，推进剂药柱会承受重力作用。通常情况下，1g的载荷不足以使发动机沿壳体-推进剂粘接界面产生临界剪切应力，但是对于大型固体火箭发动机来说却并非如此，因为粘接剪切应力与发动机直径成正比。在这种情况下，药柱端部就容易发生脱粘[1]。

与立式贮存相关的最主要问题是大型固体火箭发动机推进剂发生变形或下沉。当贮存温度超过环境温度(即38 ℃)时，推进剂下沉就成为关键的设计因素。在较低的贮存温度下，推进剂硬度增加，通常会减少变形的幅度。

在立式贮存条件下，药柱的变形与发动机直径的平方成正比。因此，在大型固体火箭发动机长期立式贮存条件下(如发射井贮存)，推进剂药柱下沉就成为十分重要的问题。对于较小的发动机，尤其是采用潜入式喷管或径向槽的发动机来说，这种情况也应当引起重视。

固体推进剂的下沉特性是由推进剂的蠕变性控制的，所以增加固体推进剂的硬度将会减少下沉变形的幅度。然而，这种做法也会产生不利的影响，尤其是增加推进剂硬度会降低其延伸性[20]。因此，在发动机设计中，推进剂轴向下沉是设计人员经常关注的问题。

大多情况下，普通的加速度载荷产生的应力和应变可忽略不计。然而，对于大直径固体火箭发动机来说，经受1g的垂直和水平加速度就会发生推进剂贮存下沉问题。对于一些战术导弹发动机来说，如果承受非常高的发射加速度，也会出现这种问题。

对于药柱末端不足够长的大型固体发动机来说，在高于环境温度的条件下贮存时，存储下沉是设计时应考虑的一个十分重要的因素，此时药柱端部可能会发生脱粘。而对于药柱末端足够长的大直径发动机来说，药柱发生大的变形会限制燃气流从而导致侵蚀燃烧，尤其是在潜入喷管区域或径向槽区域[21]。

众所周知，在壳体-药柱粘接处会出现非常高的局部应力，这是由于壳体和药柱的膨胀系数不同以及药柱设计中的几何不连续性造成的。当壳体-药柱终端的夹角小于135°时，如图1所示，弹性解就存在数学奇点，应力就会变得无穷大。

图1 壳体-药柱终端连接

在立式贮存的过程中，由于重力的作用会使推进剂在前端附近出现向下向内下沉(图2)。这种向内的过度变形会改变推进剂内孔型面，从而可能会对发动机弹道性能产生不利影响。发动机壳体与药柱之间的裂纹开口处会发生燃烧，造成壳体失效。点火过程中的惯性载荷也会引起裂纹扩展，并造成壳体失效。低温循环也会产生类似的影响[22]。

图2 蠕变变形

4.1 大力神助推器固体推进剂蠕变模拟

一直以来，对存在损伤的固体推进剂材料的本构响应进行表征是研究的一个目标。2000年以后，Illinois大学采用紧密耦合的流体/结构/燃烧模拟程序包(Rocstar)研究了大力神-4固体助推器推进剂大的变形。由于该助推器推进剂后连接槽下部的推进剂后段发生过度变形，导致发动机工作失效，在1991年4月的静态点火试验中发生爆炸[23]。

先进火箭模拟中心(CSAR)开发Rocstar程序包的重点集中在两方面：一方面针对推进剂采用新的本构模型；另一方面开发网格改进技术，实现对大力神等大型固体火箭发动机进行三维模拟，解决与发动机中存在几何变形相关的问题。

Rocstar程序包是CSAR开发的一种完全整合的通用PDE解算器，可以对固体火箭发动机复杂3D结构中的与时间相关的全耦合流体/结构/燃烧相互作用问题进行数值模拟。图3为Rocstar程序包构架图。

图3 Rocstar程序包构架图

对于流体动力学，Rocstar程序包包括了先进的CFD解算器Rocflu，可以计算火箭发动机的湍流。对于结构力学，Rocstar程序包开发了两种基于有限元法的结构力学解算器，包括Rocfrac和Rocsolid。Rocfrac用于模拟裂纹扩展，Rocsolid用于模拟推进剂大的变形。对于燃烧，Rocstar程序包开发了Rocfire程序，可以对异质含铝推进剂进行3D燃烧模拟，以确定推进剂局部瞬时燃速。

研究人员利用Rocstar程序包对大力神固体助推器推进剂进行了模拟，图4所示为利用模型模拟的大力神推进剂轴向拉伸响应以及与试验数据的对照。如图所示，大力神固体推进剂的响应是非线性的，模型很好地计算了随着材料发生应变，切线模数的减少。当应变超过0.4时，推进剂明显变软。

Rocstar能够模拟由于推进剂变形和退移发生的大的复杂几何变形问题，其中的本构模型能够有效解决推进剂材料承受应变时的微结构演变[24]。

图4 大力神固体推进剂轴向拉伸响应

4.2 固液混合发动机蠕变模拟

对于采用低熔点石蜡基燃料的固液混合发动机来说，一个潜在问题就是在贮存和工作条件下，推进剂可能发生的下沉，尤其是在较高温度下。为了对石蜡基固体火箭燃料的粘弹性进行表征，研究人员在多种温度和应力水平条件下开展了蠕变试验，对石蜡基燃料药柱在贮存和工作条件下的如变形进行了理论研究。采用商用有限元程序Ls-Pyna对多种情况(包括尺寸不同、贮存温度不同及贮存方式不同)的固液混合发动机开展研究，以助于设计人员进行更为合适的内部结构设计，并采取适当的贮存方式(立式或卧式)。

研究结果表明[25]：

(1)在低于35 ℃条件下，石蜡基燃料药柱发生下沉变形非常小，这一点对于大型固液混合发动机来说也是如此；

(2)在工作状态下，加速度载荷引起的推进剂下沉可忽略不计；

(3)当贮存温度较高(45～50 ℃)时，由于药柱发生下沉变形，应限制贮存时间。对于特定的固液推进系统应明确贮存寿命与温度的关系；

(4)小型火箭发动机由于应力水平低，温度对贮存寿命的限制并不是很关键；

(5)在一定的温度和贮存期间内，壁面支撑药柱相比底部支撑药柱发生的粘弹变形更小。