某固體發動機推進劑加速老化及自然貯存解剖試驗研究①

王虎干, 職世君, 曹付齊, 李秋菊

(1.中國空空導彈研究院，洛陽 471000; 2.航空制導武器航空科技重點實驗室, 洛陽 471000)

0 引言

如何精確地評估固體火箭發動機的使用壽命，一直是國內致力于研究并迫切希望解決的問題。在發動機的長期貯存過程中，非金屬材料尤其是固體推進劑的老化，會導致發動機裝藥力學性能隨貯存年限的增加逐漸下降[1]。為保證發動機在服役期間安全可靠的點火工作，需要明確地提出發動機的使用貯存期限。由于固體發動機裝藥配方種類繁多，載荷歷史復雜，壽命評估涉及多學科領域，技術難度較大，國內外對此均已持續開展了多年的研究工作。目前，壽命評估方法大致可分為三類，即發動機真實貯存環境下的監檢測評估方法研究、整機加速老化評估方法研究和基于老化模型的評估方法研究。美國在導彈服役后，通常會準備一定數量的發動機同期開展壽命監檢測試驗。比如，在20世紀60年代，對各類導彈發動機實施了全面老化和監測計劃。70年代初，為適應“民兵”導彈將要停止生產的局面，擴大發動機使用壽命的預測能力，又執行了長期使用壽命分析計劃[2-6]。國內海軍航空工程大學、火箭軍研究院等研究機構均開展過類似的研究工作[7-11]。

開展發動機全面老化與監測計劃和長期使用壽命分析計劃耗時較長，耗資巨大。為了在設計階段就能對固體火箭發動機壽命進行準確地預估，許多國家采用實驗室加速老化的方法。比如，意大利的“阿斯派德”導彈發動機，俄羅斯的S300導彈發動機均做過類似的試驗。美國在其軍用規范MIL-R-23139B中也有類似的規定和要求[12-13]。國內中國空空導彈研究院也開展了大量的整機加速老化壽命評估研究工作[14]。

北約航天研究與發展專家組曾在瑞典舉行“固體推進系統使用壽命”專題會議，全面總結了當前固體火箭發動機壽命預估的技術發展。以標志固體火箭發動機使用壽命的指標參數(如推進劑質量、化學穩定性、活化能、空穴率、凝膠含量、最大延伸率等)為研究對象，研究了這些指標參數隨時間的變化規律，結合裝藥的結構完整性分析來預估發動機裝藥的貯存壽命。目前，許多科研機構均是以該方法為主，希望細化推進劑老化模型、減少非線性本構方程的不確定性，從而提高固體火箭發動機壽命預估的準確度[15-20]。

本文針對某發動機裝藥的壽命評估需求，通過開展固體推進劑高溫加速老化試驗和整機自然貯存解剖試驗，對比了高溫加速老化和自然貯存的差異，并分析了目前存在的問題，為發動機裝藥壽命評估提供參考依據。

1 高溫加速老化試驗

某發動機裝藥為四組元丁羥推進劑，固體含量為86%。根據QJ 2328—1992《復合固體推進劑貯存老化試驗方法》中有關規定，開展高溫加速老化試驗。試驗條件：

(1)高溫加速老化溫度分別為50、60、75和85 ℃；

(2)力學性能測試溫度分別為55、23、-45 ℃，高溫拉伸速率2 mm/min，常溫和低溫拉伸速率100 mm/min。

固體推進劑老化數學模型采用：

P=P0e-Kt

(1)

式中P為某一時刻的性能；P0為常數；K為與溫度有關的性能變化速度常數；t為老化時間；e為自然對數的底。

在不同的加速老化溫度和時間內，將固體推進劑試驗件取出，分別測試推進劑在高溫(55 ℃)、常溫(23 ℃)和低溫(-45 ℃)下的力學性能。把各貯存溫度下測得的推進劑最大延伸率εm數據用最小二乘法，按lnεm=lnε0-Kt進行線性回歸處理，如圖1所示。

(a) 50 ℃ (c) 60 ℃

假設性能變化速率常數K與熱力學溫度T滿足阿累尼沃斯方程：

K=Ze-E/RT

(2)

式中K為與溫度有關的性能變化速度常數；Z為頻率因子；E為表觀活化能，J/mol；R為摩爾氣體常數，J/(K·mol)；T為熱力學溫度，K。

利用最小二乘法，按lnK=a+b/T進行回歸分析，回歸結果如圖2和表1所示。

圖2 固體推進劑老化速率常數線性回歸

表1 固體推進劑老化速率線性回歸方程

根據表1中數據，可得出該固體推進劑在23 ℃環境中長期貯存時，其高溫、常溫和低溫下的最大延伸率老化速率常數分別為

K高溫=e(24.106-9640.244/296)=2.114×10-4

K常溫=e(23.678-9510.604/296)=2.134×10-4

K低溫=e(25.894-10332.318/296)=1.219×10-4

從不同溫度下的最大延伸率老化速率常數可看出，固體推進劑在該溫度長期貯存老化過程中，常溫和高溫下的老化速率常數基本一致，即最大延伸率的下降幅度大致相同，大于固體推進劑在低溫下最大延伸率的下降幅度。由試驗數據可知，該固體推進劑最大延伸率在高溫(+55 ℃)、常溫(+23 ℃)和低溫(-45 ℃)下的初始值分別為50.34%、47.23%和48.78%。因此，根據式(1)可得出在23 ℃長期貯存過程中，該推進劑不同使用環境溫度下的最大延伸率隨老化時間的變化，如圖3所示。

圖3 常溫(23 ℃)貯存過程中推進劑 最大延伸率隨貯存時間的變化

2 長期貯存發動機解剖試驗

某發動機已自然貯存13 a，對其進行解剖后研究推進劑老化后的性能變化。將發動機置于車床上，沿軸向分為兩半，如圖4所示。然后，將裝藥挖出，切塊，再進行力學性能測試，如圖5所示。

圖4 發動機解剖

圖5 發動機中獲取的固體推進劑

對該固體推進劑在高溫、常溫和低溫下的力學性能進行測試，拉伸應力-應變曲線如圖6所示。從圖6中可看出，該發動機裝藥自然貯存13 a后，其常溫、高溫和低溫下的最大延伸率由初始值50.34%、47.23%和48.78%分別下降到了22.13%、34.6%和28.94%。從曲線上來看，高溫時推進劑應力-應變曲線的線性段較長，說明高溫下推進劑脫濕損傷的應變閾值仍較大，常溫次之，低溫最小。

(a)55 ℃ (b) 23 ℃ (c) -45 ℃

對比固體推進劑高溫加速老化和自然貯存解剖的試驗結果，如圖7所示。從圖中可看出，高溫加速等效老化時間為13 a時，該推進劑的延伸率低于自然貯存解剖推進劑的延伸率。說明對于該推進劑，高溫加速老化試驗相較于常溫自然貯存條件可能更加嚴苛。

圖7 高溫加速老化及自然貯存試驗結果對比

3 問題探討

該發動機固體推進劑高溫加速老化試驗和自然貯存老化后的力學性能測試均采用的是常規拉伸速率。試驗結果顯示了該推進劑老化后的一些性能變化規律，但在研究中也發現常規拉速下的測試結果存在一定的局限性。對于空空導彈發動機，使用溫度更加寬泛，尤其對低溫條件下的裝藥結構完整性要求較高，因此十分關注固體推進劑老化后的低溫力學性能[21]。例如，圖8為另外一臺發動機裝藥解剖后，低溫-45 ℃條件下測得的推進劑應力-應變曲線，該發動機已自然貯存15 a。

從圖8中可看出，有兩條曲線的應力最大值均出現在該推進劑的“脫濕”損傷拐點位置。對應的最大延伸率分別為10.13%和9.05%，斷裂延伸率分別為30.79%和26.98%。其他兩條曲線的最大延伸率為22.99%和22.80%，如表2所示。如果仍根據該拉伸速率下的推進劑最大延伸率進行評判，就會給該發動機的壽命評估造成困擾。將復合固體推進劑在常規拉速下的典型拉伸曲線分為三個階段，如圖9所示[22]。

圖8 低溫-45 ℃固體推進劑應力-應變曲線(老化15 a)

表2 固體推進劑延伸率測試結果(老化15 a)

圖9 固體推進劑典型應力-應變曲線

第一階段：推進劑無損傷，顆粒周圍真空孔數量很低，或者為零，該部分應力-應變關系近似表現為線性。

第二階段：隨著載荷的繼續增大，發生脫濕損傷的顆粒逐漸增多，顆粒周圍真空孔的數量增加，并達到最大值。

第三階段：隨著顆粒脫濕損傷繼續演化，前一階段形成的真空孔不斷增大，損傷不斷聚合并伴隨著推進劑基體材料的損傷，最后導致推進劑斷裂失效。

由前面的試驗結果可知，在低溫-45 ℃條件下，該推進劑產生“脫濕”損傷的應變閾值較高溫和常溫條件下的閾值更小。推進劑在第三階段的曲線斜率更低，即應變增大的同時應力增長幅度較小，說明在低溫下推進劑脫濕損傷后，顆粒與基體之間的界面強度急劇下降。因此，低溫常規拉速下測試的推進劑應力-應變曲線A，在推進劑老化后可能會出現曲線B和C的形狀，如圖10所示。相較與曲線A，曲線B的“脫濕”損傷閾值更小，第三階段的曲線斜率更低，但曲線A和B的抗拉強度和最大延伸率基本相當。那就存在如何評判這兩種固體推進劑性能優劣的問題，會對該推進劑的性能評判造成困擾。在發動機研制階段對推進劑選型時，同樣也會遇到類似的問題。

圖10 固體推進劑不同應力-應變曲線示意圖

圖10中所示推進劑性能的優劣難以評價主要是因為曲線的非線性強，涉及參數多，單一的參數很難準確地反映推進劑的真實性能。為使得測試條件更接近發動機的點火工作環境，中國空空導彈研究院與國防科技大學合作，開展了某固體推進劑的圍壓單軸拉伸試驗，試驗設備如圖11所示。

圖11 圍壓拉伸試驗系統

試驗結果表明，在圍壓載荷作用下，推進劑的“脫濕”損傷明顯得到抑制，推進劑的應力-應變曲線更加接近線性，且壓力載荷越高，推進劑拉伸曲線的線性越明顯，如圖12所示。因此，如果在發動機裝藥的壽命評估研究中，除了開展推進劑常規拉速下的測試外，增加圍壓單軸拉伸測試，可能會有助于對推進劑老化后性能的評判，更有利于對發動機的壽命進行量化評估。

圖12 圍壓對固體推進劑應力-應變曲線的影響

4 結論

(1)該固體推進劑在高溫加速老化和長期自然貯存后，最大延伸率均明顯下降，發動機自然貯存13 a后推進劑的延伸率略優于高溫加速老化等效13 a的試驗結果。

(2)采用常規拉伸速率下測試推進劑老化后的性能存在一定局限性，低溫環境下尤甚。該拉速下的應力-應變曲線非線性強，涉及參數多，單一的參數很難準確反映推進劑的真實性能。在該發動機整機自然貯存15 a的解剖試驗中，推進劑低溫-45 ℃的最大延伸率出現在了“脫濕”損傷的拐點位置，增加了對推進劑老化性能評判的不確定性。

(3)圍壓載荷單軸拉伸試驗更接近發動機點火工作環境，固體推進劑的應力-應變曲線線性特征更加明顯。因此，在發動機裝藥的壽命評估研究中，可適當考慮增加推進劑的圍壓力學性能測試，有利于對固體推進劑老化后性能的評判和發動機壽命的量化評估。