固体火箭发动机药柱结构完整性研究进展

侯 晓，张 旭，刘向阳，吴艳青，雷 鸣，王学仁，王江涛

(1. 中国航天科技集团有限公司，北京 100048；2. 北京理工大学宇航学院，北京 100081；3. 北京理工大学爆炸技术国家重点实验室，北京 100081；4. 西北工业大学航天学院，西安 710072；5. 火箭军工程大学智剑实验室，西安 710025)

0 引 言

固体火箭发动机具有结构简单、安全可靠、长期贮存等优点,在各种导弹武器和火箭中得到了广泛的应用。近年来,大型高性能发动机的研制衍生出了高装填比、宽温适应性、长贮存周期等要求。在制造、运输、贮存、维护、使用等全寿命周期过程中,发动机会受到温度载荷、振动载荷、弹射载荷、重力载荷以及点火阶段的快速升压载荷等各类复杂载荷的综合作用,对发动机结构完整性分析提出了更高的要求[1-2]。由于发动机结构破坏主要出现在药柱本体和界面,因此药柱结构完整性是其中的难点和关注重点。

作为发动机的薄弱环节,固体推进剂药柱本体的结构完整性失效是导致装备灾难性故障的主要原因。固体推进剂是一种以聚合物为基体的高填充复合材料,由黏弹性粘合剂(HTPB、PEG、GAP等)、含能颗粒(AP、HMX、RDX、CL-20等)及功能小组分构成。微观和细观特征对推进剂力学性能和失效特性的影响非常显著,原材料和工艺的散布性也使得推进剂宏观力学性能散布较大。上述因素导致药柱结构完整性的精确评估变得十分困难。

另一方面,大型发动机均采用贴壁浇铸方式制作。燃烧室采用“壳体-绝热层-衬层-推进剂”结构,存在多个粘接界面。其中,推进剂/衬层界面的脱粘是发动机另一类典型故障模式,需要予以特别关注。

目前,发动机药柱结构完整性评估主要依赖数值仿真和推进剂及界面试件级试验,辅以少量特定条件下的发动机药柱结构验证试验。其中,试件级试验可为获得仿真计算时所需的本构模型参数以及判定结构完整性的失效准则提供支持。在数值仿真时,推进剂及粘接界面的力学性能及失效准则会对评估结果产生显著影响。基于此,本文从推进剂及粘接界面力学性能、推进剂及粘接界面失效、发动机药柱及推进剂数值仿真方法、发动机药柱结构试验技术四方面对固体火箭发动机药柱结构完整性研究进展进行评述,并提出未来研究方向和研究重点。

1 推进剂及粘接界面力学性能研究

1.1 推进剂本构模型研究

受粘合剂的黏弹性以及细观损伤演化影响,推进剂的应力-应变响应、体积膨胀、断裂延伸率等几乎所有宏观力学性能均依赖于加载状态和加载历史。建立简洁、准确的推进剂力学本构模型,是实现加载状态和加载历史相关的推进剂宏观力学性能准确预测以及发动机装药结构完整性高精度分析的基础。推进剂力学本构模型的建立,核心难点在于对非线性细观损伤演化及其伴随的宏观体积膨胀的准确刻画。目前,有两种方法来构建推进剂的损伤相关力学本构模型,分别是唯象方法和半唯象半解析方法。

自上而下的唯象本构,忽略了细观组分的相互作用机理,专注于描述推进剂展现出的宏观响应。推进剂的力学本构模型已由弹性模型、线性黏弹性模型、非线性黏弹性模型发展到超弹-黏弹非线性本构模型。Park等[3]率先提出了基于遗传积分的横观各向同性温度、应变率、损伤相关的黏弹性本构关系。Yun等[4]采用遗传积分结合体积模量的不可逆折减,构建了推进剂的黏弹-损伤力学本构模型,模拟了循环加载、台阶加载等工况下推进剂的力学响应。虽然自上而下唯象方法能够同时模拟温度、应变率相关的应力和体积变形响应,但是其损伤参量不能描述真实的损伤机理及状态。

半唯象半解析方法力求结合唯象本构和细观本构的优点,利用细观理论或细观单胞仿真给出影响推进剂力学性能的关键细观参数演化规律,结合宏观唯象模型实现推进剂宏观力学性能的模拟和预示。Xu等[5]采用细观均匀化方法给出了推进剂宏观参量演化规律,代入宏观唯象本构模型中,实现了大力神4运载火箭固体助推器PQM-1的完整性分析。Lei等[6]通过细观颗粒-粘合剂界面能与外力功平衡,建立了考虑细观脱湿损伤演化的本构模型。Wubuliaisan等[7]通过细观有限元的仿真校准宏观损伤演化方程,能够在夯实宏观力学模型物理基础的同时显著提升计算效率,预测了围压、台阶加载等加载条件下哑铃型试验件的响应。该方法近年来得到了快速发展,为描述含缺陷推进剂的宏观力学行为提供了一种新的研究思路,有望为推进剂力学行为的精确描述提供支持。

1.2 推进剂力学性能试验

按照试验设计目标,推进剂的力学性能试验可分为三类:验证性试验、判决性试验以及探索性试验,如图1所示,在试样级层面分别回答推进剂宏观上如何变形、能否承受固体火箭发动机工作载荷以及细观上为什么损伤这三个关键问题[8-13]。

验证性试验设计目标是准确表征推进剂的宏观变形规律,对推进剂材料力学性能进行摸底,为力学本构模型的发展和校准提供试验数据支撑。作为极高夹杂比颗粒增强复合材料,推进剂的验证性试验目前主要有采用标准哑铃型试件的单轴拉伸、松弛和蠕变试验及采用圆柱试件的压缩试验等基本力学性能试验,采用矩形试件的松弛、蠕变、扫温、扫频等动态热机械性能试验以及采用标准哑铃型试件的循环加载、棘轮加载、台阶加载等历史相关试验。目前,验证性试验的研究重点主要是泊松比测量和脱湿特性测试。理论上推进剂为近似不可压缩物体,泊松比接近0.5,泊松比测量的微小误差都会对发动机药柱变形仿真结果起到放大作用,因此,泊松比的精确测量对于发动机药柱完整性分析非常重要。由于固体推进剂变形量较大,采用金属材料的拉伸计原理不再适用。DIC(数字图像相关)方法从原理上可以实现泊松比的测试,但实施过程中因推进剂表面不够光滑和试件变形与理论假设不符等造成结果偏差和散布较大,尚没有完全得到工业部门的认可。同时,随着黏弹性理论的发展,黏弹性泊松比的测试也受到了关注[14],其引入也有望提高装药结构完整性分析的精度。脱湿是指固体颗粒和粘合剂基体的脱粘,是推进剂本构模型非线性特征的来源。张镇国等[11]借鉴了Farras的气体膨胀计原理研制了一套推进剂体积膨胀率测量装置,利用体积膨胀和脱湿之间的关联关系,实现了固体推进剂脱湿过程的实时、直接测量,为推进剂脱湿特性研究提供了有效手段。

判决性试验旨在设计合理的试验件几何形状与载荷条件,实现发动机燃烧室危险部位的受力状态还原,一方面可以用以考核危险部位变形量、应力指标、断裂极限等关键性能参数能否满足药柱结构的任务需求,另一方面还可进一步验证力学本构模型在复杂应力状态以及极端环境下的适用性。Jalocha等[12]发展了双轴动态机械加载装置,采用试样件还原了硫化降温或环境温度载荷下发动机中孔处的双向受力状态。申志彬等[15]在围压测试装置的基础上进行了改进,形成了宽温-气体围压装置。Wang等[13]通过围压加载装置还原了点火建压条件下丁羟固体推进剂的受力状态,测量得到了围压相关的推进剂极限应力。围压装置的应用为固体推进剂药柱在不同温度点火时的力学行为描述提供了重要支持。相较于发动机装药结构内部受力状态,现有判决性试样设计仍未能充分还原危险部位的围压-拉-剪等多轴耦合受力状态,同时缺乏对危险部位经历运输振动等长时往复加载后推进剂及粘接界面力学性能的判定性试验标准。因此,推进剂判决性试验表征仍需要在装置开发、等效理论、试验件设计等方面开展更加深入的工作。

探索性试验设计力求揭示固体推进剂细观损伤萌生和演化机理,是推进剂力学性能试验最为活跃的领域。近年来,随着微观加载手段和原位观测能力的提升,探索性试验的被测对象由固体推进剂试样逐步聚焦为几个甚至一个氧化剂颗粒。Ramsh-orst等[16]利用原位SEM(扫描电镜)试验装置,观测了复合推进剂断裂过程。Prakash等[17]通过将高应变率载荷直接施加于单个氧化剂颗粒和丁羟粘合剂界面,采用原位机械拉曼光谱测试装置,量化了界面键合剂和加载速率对细观界面强度的影响。Xing等[8]利用上海光源同步辐射装置,对高能推进剂单轴拉伸条件下的细观界面脱粘开展了观测。上述探索性试验装置及方法的发展,揭示了推进剂脱湿和细观损伤机理,实现了宏观损伤行为溯源,为建立高精度推进剂本构模型及失效判据提供了依据。由探索性试验结果可知,低温、快拉条件下,粒径较大的氧化剂颗粒出现穿晶断裂,诱发推进剂损伤萌生;而高温、慢速加载下,氧化剂颗粒与粘合剂易发生界面脱粘(或称脱湿),导致推进剂细观损伤萌生。受粘合剂黏弹性和玻璃化转变过程影响,穿晶断裂与界面脱粘竞争,共同影响推进剂损伤萌生[18]。囿于原位试验平台的加载能力(如应变率、温度、应力状态)以及观测能力(如采样频率、采样精度),现有试验仅能获得有限应变率、温度和应力状态的推进剂细观力学特性,无法覆盖推进剂使用的所有工况,损伤机理与装药结构危险部位真实损伤过程尚存在一定偏差。

图1 推进剂试验装置示意图[8-13]Fig.1 Schematic diagram of propellant test facilities[8-13]

1.3 推进剂/衬层界面力学性能试验

推进剂/衬层界面属于典型的黏弹性异质复合界面,细观组成依次有衬层本体、粘合剂富集层、小颗粒富集层以及推进剂本体[19]。受各层黏弹性影响,宏观加载条件下,各层应变分布与试验件构型及其层厚密切相关。

工程上常用矩形界面标准试验件表征推进剂/衬层界面的力学性能。矩形界面试验件设计依据药柱结构人工脱粘区根部的结构构型,模拟各种工况下推进剂/衬层界面的I型(张开型)断裂过程,不仅可用于判定危险部位可靠性,还可用于校准温度、应变率相关的界面失效模型。实际上,矩形试验件测试结果虽然被广泛采纳,但是其测量的界面强度并不准确。一方面,工程上采纳的界面强度依据拉伸断裂时应力-应变曲线所围成的面积计算得出,未剔除推进剂变形的黏性耗散能,给出的界面强度相较真实值偏大;另一方面,标准试验件的人工脱粘区开槽深度固定,不能表征界面断裂时的缺口尺寸敏感性。因此,矩形标准试验件已无法完全满足工程上的精细化测量评价需求。

目前,已有学者采用非标试验件,依据发动机药柱结构的制造流程,制备拉伸试验件,实现推进剂/衬层界面的原位观测,以及I型(张开型)与II型(划开型)耦合断裂过程表征[20]。推进剂/衬层界面力学性能试验亟待开展多样化的试验件设计、开发更为精确的数据分析处理方法和建立新的试验规范。

2 推进剂及粘接界面失效研究

2.1 推进剂失效研究

固体推进剂失效准则建立的主要目的是对固体火箭发动机在全周期中的药柱结构完整性进行评判。通常基于拉伸/压缩等力学性能试验获取推进剂的最大抗拉强度、最大延伸率等参量,然后通过强度准则建立推进剂的失效准则。常用的准则有最大应力准则、最大应变准则、最大剪应力准则、von Mises准则和双剪统一强度准则。由于发动机药柱结构通常处于复杂应力状态,因此针对不同的服役场景推进剂失效准则有所不同。

最大应力/应变准则由于计算简单而常被作为推进剂的失效准则。固化降温和工作内压作用下通常以伸长率作为推进剂药柱的失效准则,在发动机承受加速度载荷时,以强度作为推进剂的失效准则。强洪夫等[21]基于不同载荷条件下HTPB推进剂的单轴和准双轴拉伸力学试验结果,建立了以最大伸长率为判据的推进剂失效准则。张镇国等[22]研究了HTPB推进剂在宽温、宽应变率下的断裂延伸率失效包络。Bihari等[23]研究了不同围压强度和应变率下HTPB推进剂的力学性能,并将固体颗粒与粘接剂的“脱湿”性能作为推进剂的失效准则。

最大剪应力准则很好地解释了材料的屈服现象,但忽略了中间主应力的影响;von Mises准则没有考虑静水压力或拉力对失效的影响,但是静水压力对失效准则有增强作用,较高的压力可以提高屈服强度和压缩强度。双剪统一强度理论既考虑了材料的拉压不对称效应又兼顾了静水应力效应、正应力效应和中间主应力效应。基于板条试样的推进剂双轴拉伸试验,刘畅等[24]和Wang等[25]采用双剪统一强度理论建立了HTPB复合固体推进剂动态双轴加载下的强度判据。Wang等[26]基于不同温度和加载速率下的HTPB推进剂变角度拉剪试验拟合了双剪强度理论相关参数,并绘出了强度包络面。为进一步研究围压对推进剂典型力学性能的影响,Wang等[13]在不同围压条件下进行了固体推进剂的拉伸试验,根据双剪强度理论构建了修正的强度准则,有效描述了围压对推进剂强度极限的耦合影响。

固体推进剂失效准则的研究已经取得了一定的进展,也对发动机装药结构完整性评估提供了理论指导。但是由于固体推进剂力学性能受温度影响明显,同时在固体发动机中装药结构不同部位的受力状态有差异,且多处于复杂应力状态,因此需要对复杂外界载荷条件和复杂应力状态下推进剂的失效准则做进一步的研究。特别是,目前失效准则大多是基于宏观断裂建立的,较少考虑推进剂微细观损伤。实际上当推进剂临近断裂时,其内部损伤程度已经非常严重。因此,从细微观损伤出发,建立相应的推进剂损伤失效准则,可望为发动机药柱结构完整性评估提供更加准确和精细化的方法。

2.2 推进剂/衬层界面失效研究

推进剂/衬层界面的失效研究主要从宏观和细观两个尺度展开。宏观尺度主要关注粘接界面的力学性能及失效模式。根据细观异质层间的强度竞争关系,界面失效模式则可以分为界面失效、内聚失效和混合失效三种,具体如图2所示[27]。其中,界面失效和混合失效常出现在长期贮存过程中,主要是由组分迁移造成的,极为复杂,研究较少。内聚失效是最常见的失效模式,失效评价较为简单,研究较多。内聚失效由于发生在推进剂内部,可通过推进剂的温度-应变率相关失效包络,直接外推得到推进剂/衬层界面的失效包络[28]。

细观尺度则重点关注外载荷条件下粘接界面的细观结构变化,揭示其失效机理。针对固体推进剂及粘接界面失效机理的研究主要借助相关的仪器设备,对受载过程中推进剂及粘接界面细微观结构的变化进行观测与表征,从而揭示失效机理。相比之前对断面细观结构的观测分析[29],现在更多则是从原位的角度揭示推进剂及粘接界面的失效机理。钮然铭[30]对传统的单搭实验进行了优化,研究了推进剂/衬层界面的Ⅱ型失效初始损伤值。伍鹏等[31]对矩形试件进行了多角度拉伸试验,获得了拉伸角度对粘接界面强度的影响规律;结合DIC方法对粘接界面的失效模式和应变演化规律进行了分析。结果表明,粘接界面的粘接强度受加载角度的影响,单轴拉伸时粘接界面粘接强度最大,而纯剪切加载时粘接界面延伸率最高。Prakash等[17]对HTPB/AP界面的力学性能进行了研究,得到了界面粘接强度和外界载荷对界面破坏的影响规律。

图2 推进剂粘接界面的三种失效形式[27]Fig.2 Three failure modes of propellant bonding interface[27]

鉴于对界面失效机理的认识不足,目前尚没有较为成熟的推进剂/衬层界面失效准则。通常的处理方法是:将界面失效归结为内聚力失效,借用推进剂失效准则处理界面失效问题。这一设定在大多数情况下也是合理的,因为在发动机药柱设计时界面性能通常优于推进剂性能。沙宝林[32]提出用J积分表征作为界面裂纹稳定性的失效准则,并将其用于药柱界面脱粘分析中,为建立界面失效准则提供了有益的解决思路。

固体推进剂及粘接界面失效研究对发动机药柱结构完整性评估具有重要作用。目前主要存在两方面的困难。一是失效准则过于依赖试验,缺少有效的数值仿真分析工具,导致对推进剂和粘接界面失效机理、失效模式等问题的认知尚不清楚;二是受限于试验手段,目前推进剂和粘接界面失效的研究主要在单轴准静态拉伸载荷下展开,需要发展复杂外载荷和复杂受力状态等条件下推进剂和粘接界面的失效试验试件和装置。因此,需要逐渐建立能够适应更多服役场景、由仿真与试验相结合的失效准则表征方法。

3 发动机药柱及推进剂数值仿真方法研究

3.1 发动机药柱结构数值仿真

数值仿真是评价发动机药柱结构完整性的主要手段,目前大多采用基于商业软件的有限元(FEM)仿真软件平台实现。在实际应用中,目前主要存在以下问题:(1)商业软件自带的本构模型过于简单,不能真实反映推进剂的力学特性。二次开发方法可以解决部分问题[33],但其计算效率和计算稳定性较差。(2)网格划分与计算效率之间存在矛盾。尤其是牵涉到推进剂/衬层界面时,过细的网格也会严重影响计算效率。先进的数值仿真方法有望为其提供支持,但目前尚没有成熟的仿真工具可用。(3)目前逐渐在开发专用的固体火箭发动机药柱有限元仿真软件或平台。虽然其可靠性尚有欠缺,但其对二次开发的高度支持和灵活性有望为固体火箭发动机药柱结构完整性精确评估提供更大的帮助。

多物理场耦合是固体火箭发动机装药制造和使用中的典型载荷特征。固体火箭发动机的服役场景包括固化降温、运输振动、温度循环和点火建压等,存在结构场、流场、温度场等多种物理场相互耦合作用的情况。多物理场耦合是固体火箭发动机药柱结构完整性精确评估不可回避的问题。

热力耦合是应力场与温度场两个物理场之间相互影响的过程,主要体现在固化降温、温度循环和温度冲击等场景下[34]。基于热力耦合基本理论,刘远祥等[35]忽略应力应变对温度场的影响,使力学响应与温度响应解耦,利用ANSYS有限元软件对温度冲击条件下药柱结构完整性进行了分析。王佳奇等[36]和程吉明[37]分别利用MSC.Patran/Marc、ABAQUS等有限元软件的热力耦合计算方法,对药柱固化降温及低温点火过程中的结构完整性进行了分析。Deng等[38]构建了含老化、损伤和时变泊松比的热黏弹性本构模型,并对药柱固化降温及低温点火过程中的结构完整性进行了分析。

流固耦合现象也是固体发动机使用中的常见场景,主要发生在点火建压的过程中。于胜春等[39]通过流-固耦合软件MPCCI将FLUENT和ABAQUS连接,对点火升压过程中气流流动与药柱结构完整性进行了耦合分析,为发动机药柱结构的合理设计提供了一定的技术支持。桂晓波等[40]则利用ANSYS中的耦合器作为FLUENT和ANSYS的数据交换平台,针对大长径比的自由装填药柱固体火箭发动机点火瞬态过程展开了研究,模拟了冷流冲击实验过程的实际工作状况。

3.2 固体推进剂多尺度力学与数值仿真方法

针对不同的空间尺度,目前已发展了一些较为成熟的多尺度力学数值仿真方法,并将其应用于固体推进剂力学性能的模拟,可望为唯象型本构模型赋予物理意义。微观尺度主要采用分子动力学方法(Molecular dynamics, MD)在原子和分子尺度上(<10-6m)研究分子间的相互作用与材料损伤演化的规律;细观尺度以粘合剂、颗粒及界面作为研究对象,主要关注微孔洞和微裂纹的损伤演化规律及其对宏观力学性能的影响规律;宏观尺度(>10-2m)的研究对象是推进剂药柱结构和推进剂试件。推进剂多尺度研究分析如图3所示。

图3 推进剂多尺度分析示意图Fig.3 Multi-scale analysis of the propellant

目前微观数值仿真主要集中在模拟推进剂粘合剂网络结构及混合体系的结合能(如粘合剂/填料结合性能)和力学性能研究,已在推进剂配方设计中发挥了显著作用,也为简化推进剂细观模型提供了理论支持。张鑫等[41]通过MD方法研究发现GAP/ε-CL-20之间的粘附功及结合能均低于PEG/β-HMX之间的粘附功和结合能,即GAP/ε-CL-20的界面粘接情况较弱,显著影响了GAP/ε-CL-20推进剂的力学性能。齐晓飞等[42]采用MD模拟方法在分子层面研究了NPBA(中性聚合物键合剂)与HMX的界面作用,考察了NPBA在NEPE体系的应用效果,为新型NPBA的分子设计提供了参考。然而,MD仿真目前在时间尺度和应力/应变幅值方面与试验结果存在量级上的差别,仅能提供定性参考。这也是未来需要重点解决的问题。Park等[43]通过MD方法获得了混合体系的交联密度等参数对其力学性能的影响,将其代入宏观模型中实现了跨尺度分析。该研究为MD研究引入了新的研究思路,值得借鉴参考。

细观力学数值仿真主要研究推进剂微孔洞和微裂纹的损伤演化规律及其对宏观力学性能的影响,重点是粘合剂/颗粒界面“脱湿”。目前,国内外常用内聚力模型(Cohesive zone model,CZM)模拟颗粒/粘合剂界面“脱湿”过程。Toulemonde等[44]通过设计不同粘合剂及固相填料的推进剂,同时引入Cohesive单元模型描述了界面,研究了细观结构损伤演化过程,结果表明,考虑细观参量的代表性单元模型能够较好地描述颗粒填充材料细观结构的脱湿现象并可以获得相应的宏观参量。目前,细观力学数值仿真主要存在以下问题:(1)细观模型与真实推进剂状态不相符,主要体现在颗粒填充度和颗粒几何形状的描述上;(2)界面模型参数的选取缺乏可靠的依据,通常需要基于宏观力学实验的结果进行反演或借助于微观尺度数值方法;(3)受限于计算量和计算效率,计算单元与用于验证的试验对象尺寸不相符。

此外,部分学者还开展了界面的细观仿真研究。王广等[45]和李高春等[46]分别基于SEM图片或CT重构图像建立了推进剂/衬层界面的细观数值模型,结合Cohesive单元模拟了推进剂/衬层界面在单轴拉伸下的脱粘失效过程。

3.3 先进数值仿真方法应用

传统有限元等数值模拟方法及相关软件的发展为研究发动机药柱结构完整性提供了有效的工具,但在模拟材料大变形和断裂问题中仍然存在单元畸变、网格依赖性等一系列问题。为克服上述问题,近年来,涌现了扩展有限元法、边界元法、求积元法、相场法及机器学习等一系列新的固体力学数值仿真方法。以下以边界元法、相场法和机器学习为例介绍其在发动机药柱结构完整性分析和推进剂多尺度力学仿真中的应用及前景。

边界元法具有精度高、适合复杂边界形状和降维求解等优点。但在处理弹塑性问题或大的有限变形问题时,由于需要对物体进行区域离散,边界元降维的优点消失,因此主要适用于线弹性问题仿真。Sun等[47]和Xu等[48]解决了等几何边界元法在黏弹性材料力学性能仿真中的关键理论问题,并将其用于固化降温和体力影响的仿真计算。

相场法目前已在复合材料的损伤与断裂力学领域有了广泛的应用,弥补了传统有限元描述裂纹的网格依赖性等不足。从基本原理看,相场法更适合具有脆性和纤维填充特征的复合材料裂纹模拟,应用于推进剂尚需对黏弹性部分进行适当修正[49]。基于此,国外学者构造了用于描述黏弹性材料失效过程的相场模型[50],并考虑了应变率效应,较好地模拟了橡胶的微裂纹萌生、扩展过程。该方法可望用于推进剂的损伤与断裂研究,为推进剂的失效准则建立提供理论支持。

随着计算机硬件配置水平的提升,机器学习在复合材料力学性能及结构设计中获得了应用,并为解决材料微结构设计与多尺度模拟中的一些传统难题提供了新的研究思路。Qi等[51]采用FEM及机器学习预测了碳纤维增强材料的力学性能。Ye等[52]利用FEM生成数据,再用机器学习训练后,通过材料微观结构图像预测了有效杨氏模量及泊松比。Ghaderi等[53]通过结合聚合物材料力学模型及机器学习方法,将三维应力分析简化成了一维形式,预测了应变率效应对材料力学性能的影响。这表明,机器学习也有望在推进剂多尺度力学模拟中得到应用。

4 发动机药柱结构试验技术

发动机药柱结构试验无疑是最能验证发动机药柱结构完整性评估正确性和准确性的手段。鉴于试验中可用的全尺寸发动机数量非常有限,试验成本也较高,一般采用结构试验器开展试验。

以下从结构试验器设计技术、结构参数在线监测技术、结构缺陷无损检测技术以及服役载荷模拟技术四方面介绍与发动机药柱结构试验相关的技术进展。

4.1 结构试验器设计技术

结构试验器是一种与发动机具有结构响应相似性、尺寸更小的试验模型。利用结构试验器可以更为方便地获得全尺寸发动机在不同服役场景中的结构响应和失效特性。

目前常用的结构试验器如图4所示。其中,图4(a)通常被称为圆管发动机,也是目前最为常用的结构试验器,已被列入北约的相关规范标准。它通过调整长径比、肉厚分数和环境温度来调节模拟的载荷,具有结构简单、制作方便、重复性好和经济实惠等优点。图4(b)在图4(a)的基础上做了改进,可通过内腔中间的应力集中区获得更高的应力应变载荷,能够更为有效地模拟发动机推进剂失效的特性。但该结构对制作工艺的要求较高,在拔模时容易造成结构损伤,对于模量相对较低的高能推进剂来说制作上存在一定的困难。图4(c)在图4(b)的基础上又做了进一步改进,在模拟原药柱应力应变载荷的基础上,实现了对界面应力集中区域的模拟,能够同时实现推进剂和界面的结构可靠性评估。图4(d)是一种与全尺寸发动机药柱结构相似、用于评估翼槽型药柱的结构试验器,与全尺寸发动机药柱的载荷分布相同,但是体积更小,能够模拟发动机对复杂载荷的响应。

总体而言,结构试验器的设计还处于工程性经验摸索阶段。大多工程研究人员都是参考以上四种构型,结合具体的发动机研制任务,开展结构试验器设计。虽然前人基于有限元分析和相似理论等方法开展过一些可用于结构试验器设计的相似准则,但目前还没有形成理论上较为完备、工程上较为成熟的结构试验器设计技术。

4.2 结构参数在线监测技术

结构参数在线监测技术是通过将传感器埋入推进剂和界面或者布置在内腔,以实现结构试验器或者发动机试验时的应力应变状态实时监测,从而为发动机药柱结构完整性仿真验证提供更为丰富的数据支持。与传统的无损检测方法相比,结构参数在线监测技术的最大优势是:可以借助最新的传感技术获得发动机药柱结构参数的动态变化过程。

结构参数在线监测在国内外均受到高度重视,按应用场景可大致分为界面监测、内腔监测和推进剂内部监测等(见图5)。在线监测主要着眼于获得三方面的信息:(1)发动机粘接界面受力状态;(2)长期贮存所产生的药柱变形及受力状态;(3)推进剂内部的温度梯度及力学状态。就需求的迫切性而言,界面和内腔监测更为迫切;就技术实施难度而言,内腔监测难度最低,推进剂内部监测最高。

粘接应力和温度双模传感器(DBST)是近年来发展较为成功的一项界面监测技术。美国Micron公司研制的DBST可以实现对发动机界面的应力和温度的监测。DBST功耗低,不易产生电火花,能精确测量温度范围-50 ℃至70 ℃内产生的应力。将DBST传感器埋入试验发动机连续工作4年后取出,经过测试,传感器精度仍能保持在0.5%以内。国内相关单位也开展了相应的传感器研制、监测系统开发和验证试验等工作。高鸣等[54]研制了一款单晶硅应变片式粘接界面应力传感器,并对传感器监测系统进行了界面试件扯离试验,证明了该系统能够有效监测粘接界面应力。

基于布拉格光栅(FBG)的光纤传感器是近年来在界面监测方面开展较多的另一技术途径[55]。FBG获得青睐的主要原因在于:(1)光纤的体积小,对界面本身特性的影响几乎可以忽略;(2)光纤成本低,可以大量铺设,有助于形成传感器网络,可以获得大量的数据和信息;(3)FBG的多点串联特性可以大大降低传感器网络布线的难度。国内研究者已论证将FBG光纤传感器应用于固体火箭发动机应变场、温度场和损伤状况测试的可行性。Zhang等[56]对FBG光纤传感器进行封装,将其埋入推进剂/衬层界面中,验证了传感器封装和埋入方式的可行性。张焘等[57]采用增敏小球结构有效地解决了FBG光纤传感器与固体推进剂的变形协调问题,大幅提升应变测量的灵敏度和传递效率。目前绝大部分FBG光纤传感器均是以石英芯光纤作为载体加工制造而成,不能满足发动机药柱的大应变测量需求。针对该问题,Chen等[58]采用聚合物光纤开展了推进剂哑铃试件力学性能大应变测试,初步验证了聚合物光纤对黏弹性固体应变状态的监测能力。

图5 固体火箭发动机药柱结构监测示意图Fig.5 Schematic of SRM grain structure monitoring

柔性传感器具有量程大、柔韧性好和延展性强的特点,能够解决发动机应变测量中的模量低、变形大和结构变化复杂等问题,有望在发动机内腔和界面等结构变形测量中得到应用[59]。张松涛等[60]将柔性电容传感器和柔性压阻传感器埋入推进剂界面试件中开展扯离试验和剪切试验,结果表明柔性压阻传感器能够对界面的正应力进行定量表征,而柔性电容传感器只能对界面的剪应力进行定性表征。胡翰伦[61]研制了由平板电容和超弹塑性材料制成的界面应力柔性传感器,并应用于发动机推进剂内部三维应力与药柱应变监测,开展了典型运输与贮存环境模拟试验,证明了传感器的有效性。Gao等[62]制造了一种碳纳米管和聚氨酯纳米纤维制成的柔性传感器,具有良好的超弹性和拉伸敏感性,目前已应用于人体运动的监测,对固体发动机药柱结构试验有一定的借鉴意义。

4.3 结构缺陷无损检测技术

固体火箭发动机药柱在制造和服役过程中会因原材料、工艺和载荷作用等各种因素造成气孔、裂纹和界面脱粘等结构缺陷。无损检测法是目前在工程中应用较为普遍的药柱缺陷检测方法,可在不对发动机造成损伤和失效的前提下,对药柱内部损伤进行检测。目前常用的无损检测方法主要包括超声波检测和X射线检测等。

超声检测是目前较为常用的界面缺陷无损检测方法,主流的技术途径为基于纵波的超声脉冲反射原理。艾春安等[63]构建了一套干耦合超声检测系统,能够检测粘接结构中的脱粘缺陷,基本确定缺陷的形状及位置。王飞等[64]研制了自动化超声扫描检测系统,解决了固体火箭发动机燃烧室壳体与绝热层粘接质量批量化检测问题,具有广泛的工程推广价值。白小平等[65]研制了基于机电阻抗频率响应函数方法的无损检测系统,解决了非金属壳体超声衰减造成的缺陷不易监测问题。

X射线检测中最常用的是工业CT技术,能通过三维成像精确检测出发动机药柱内部的细观缺陷。随着射线能量水平的提高,CT技术在大型固体火箭发动机药柱质量检测中得到了广泛的应用。尽管存在检测周期长和检测成本高的不足,其作用在短期内是无法替代的。为了弥补工业CT检测周期长的缺陷,陈庆贵等[66]开展了窄角扇束工业CT检测固体火箭发动机局部缺陷检测研究,并对局部三维重构的方法进行了研究。

4.4 服役载荷模拟技术

要全面评估发动机药柱的结构完整性,就需要试验模拟发动机各种服役场景下的载荷,以获得第一手的发动机药柱应力应变状态数据。通常,需要考虑的服役场景主要包括固化降温、温度循环、振动、加速度和点火建压等。除点火建压外,其他工况的载荷模拟技术相对较为成熟,可以通过温度循环、温度冲击以及振动台、公路运输、冲击和跌落等方式实现,并且已形成相关的工程试验标准,在此不再赘述。

点火冲击模拟是服役载荷模拟技术中的难点,近年来已取得一定的突破。Robert等[67]首次报道了采用快速冷增压模拟点火建压的固体火箭发动机药柱结构试验,在大约120 ms的时间内试验器压强可达12 MPa。王创歌等[68]也自行设计了冷增压试验系统,可在250 ms内达到预设的压力值,并认为药柱两侧受力不均衡和不均匀冲击载荷是点火建压造成药柱结构完整性故障的直接原因。目前这种利用气体增压的方法可以模拟发动机点火增压的过程,但是在快速增压的过程中高速流动的气体会在发动机药柱表面产生摩擦,导致发动机药柱表面快速升温,对于热敏感的推进剂来说很有可能导致安全问题。有关单位已开始考虑搭建其他流体的冷增压系统,目前还没有完整的设备可供使用。

由此可见,发动机药柱结构试验技术的研究进展还远远无法满足实际工程需求,也无法为发动机药柱结构完整性仿真验证提供有效支持。未来发动机药柱结构试验技术研究应将重点放在结构试验器设计和结构参数在线监测技术上。前者可以有效减少试验成本,为发动机试验提供更多的样品;后者可以有效丰富单次发动机试验的数据,为提升发动机药柱结构响应和失效机理认知奠定基础。长远来看,结构参数在线监测技术还可以用于全尺寸发动机,为未来的智能发动机提供必要的硬件支持。

5 结 论

试验手段覆盖不全、机理认知不清和仿真结果难以验证是固体火箭发动机药柱结构完整性评估中目前存在的瓶颈问题。未来的研究应通过机理试验和跨尺度力学分析等科学研究提升推进剂力学行为认知,建立能够覆盖所有服役工况的推进剂测试表征规范,通过发动机高精度数学模型与仿真以及更为丰富的发动机试验手段为高性能发动机药柱结构设计和研制提供支持。

下一阶段应重点开展以下几方面的研究:

(1)发展推进剂及粘接界面力学特性多尺度表征和测试方法,开发细观损伤演化和力学特性的新测试装置,形成对推进剂及粘接界面力学响应和损伤演化的内在物理机制的试验认知,建立含细观结构参量演化的宏观构效模型,为准确描述推进剂和粘接界面力学行为奠定基础。

(2)发展推进剂和粘接界面裂纹萌生和扩展的断裂理论模型和数值仿真方法,扭转目前严重依赖试验的失效准则获取方法现状,逐渐建立能够适应更多服役场景、由仿真与试验相结合的失效准则表征方法。

(3)发展能够兼顾计算效率和精度的推进剂多尺度力学行为和发动机数值仿真方法,开发能够满足工程设计的发动机药柱结构完整性数值仿真工具,为准确描述推进剂力学行为的物理机制和评估发动机药柱结构完整性提供支持。

(4)发展能够兼顾试验成本、测试参量类型和试验安全的发动机药柱结构试验技术,聚焦结构试验器设计和结构参数在线监测技术,为提升发动机全寿命周期药柱结构响应和失效机理的科学认知及全面验证发动机药柱结构完整性仿真的可靠性提供支持。

(5)综合利用人工智能、机器学习、数据挖掘和数字孪生等信息和智能化手段,开发能够有效集成仿真和试验数据的发动机药柱结构完整性评估一体化平台,建立发动机药柱结构设计数据库,实现设计、仿真、试验和研制的一体化。