海態環境下艦載固體火箭發動機藥柱損傷機理研究①

孫新智,何景軒,沙寶林,郜 捷

(西安航天動力技術研究所,西安 710025)

0 引言

固體火箭發動機因其結構簡單、維護方便、工作簡單,能長期貯存和作戰響應快的優點而廣泛應用于導彈、攔截火箭等飛行器中[1-3]。海基作戰武器要隨著艦艇一起成年累月地巡航于海洋上,經歷長時間海洋復雜環境(如氣溫、風浪等)的影響。相關研究[3-4]表明,推進劑/襯層的界面脫粘是破壞發動機結構完整性的主要形式之一。在這類載荷作用下,固體火箭發動機藥柱與絕熱層界面上會產生較大的應力集中,產生疲勞與蠕變損傷進而使藥柱更易失效。因此,研究海態下艦載固體火箭發動機藥柱界面的應力應變及疲勞損傷情況,對發動機壽命的預估及結構完整性問題有重要的意義。

對于艦載固體火箭發動機,目前研究溫度影響的成果比較多[5-7],對于海上風浪因素產生的搖擺載荷對發動機的影響也有一些研究。曲凱、邢耀國等[8-9]開展推進劑往復拉伸試驗,結合雨流計數法和累積損傷理論,研究星形藥柱發動機在搖擺載荷作用下的疲勞損傷評估和壽命預估問題。王鑫等[10-12]研究艦載發動機立式貯存狀態下藥柱疲勞試驗結合仿真得到藥柱立式貯存的累積損傷以及蠕變損傷規律。王玉峰、李高春等[13]對海洋環境下固體發動機的貯存壽命與老化問題進行了研究。總體上針對搖擺載荷作用下艦載固體發動機藥柱界面響應的研究較少,且部分研究未使用燃燒室全模型進行仿真計算,未考慮到發動機在艦艇上的真實受力情況,存在不準確性,對其進一步的研究很有必要性。

根據工程實際經驗,藥柱粘接界面處的破壞主要發生于界面處的藥柱。本文首先進行了推進劑循環拉伸試驗,研究復合固體推進劑的疲勞損傷特性,擬合出應力循環最大應力和循環次數的關系曲線;以某艦載固體火箭發動機為研究對象,在一定的海洋風浪條件下,結合發動機在艦艇上的位置對其進行受力分析,模擬了發動機的真實受力情況。通過全尺寸模型的有限元仿真計算,得到艦載發動機藥柱界面上危險部位的Mises應力應變。在不同載荷比下,進行了多組推進劑矩形試件的拉伸試驗,采用數據擬合方法,得到S-N曲線,仿真結合試驗對藥柱界面的損傷進行評估,以期為艦載固體火箭發動機藥柱壽命預估和結構完整性問題研究提供基礎。

1 推進劑循環拉伸試驗

1.1 試驗條件和試驗方案

試驗目的是為了確定復合固體推進劑在不同載荷水平下進行低頻循環拉伸時的疲勞壽命,從而得到循環次數和應力幅值之間的關系,即得到HTPB推進劑的S-N曲線。本文研究發動機藥柱界面的結構響應,由于破壞最早出現于界面位置的藥柱上,加之試驗條件的限制,本文用推進劑拉伸試驗代替表征藥柱界面的性能。

試樣為某配方HTPB推進劑啞鈴型試件,截面為10 mm×25 mm,標距為120 mm,密封保存以保證環境的干燥度,如圖1所示。

圖1 試件的形狀及尺寸Fig.1 Shape and size of test piece

試驗儀器為小載荷試驗機,其特點是載荷小,精度高,并且能進行大變形試驗。通過夾具固定試件兩端,用引伸計測量試件中間的位移。

循環拉伸試驗:通過加載-卸載的方式,由位移控制拉伸速率,以固定的速率進行拉伸,達到最大載荷后進入卸載過程;然后以相同速率進行卸載,達到最小載荷后進入下一循環,直到試件破壞斷裂。

單向拉伸試驗(即進行一次拉伸直至試件斷裂):進行加載速率為1、2、20 mm/min的復合固體推進劑試件單向拉伸試驗,得到拉伸斷裂應力分別約為1.0、 1.1、1.3 MPa。

用游標卡尺測量每個試件的尺寸,定義載荷比為最小載荷/最大載荷,分別取載荷比r為0、0.2、0.35、0.5。根據單向拉伸試驗結果,采用最大載荷為1.2、1.1、1.0、0.8、0.7、0.6、0.55、0.5、0.4、0.35 MPa。

常溫下,根據所取的10個最大載荷確定不同載荷比下的最小載荷,以不同載荷比分4組,根據實測艦艇上發動機搖擺的頻率及幅度,本文采用拉伸速率100 mm/min進行加載-卸載循環拉伸試驗;試驗結束后,分組記錄試件疲勞破壞時的循環次數,即試件壽命。

1.2 試驗結果

根據試驗分別得到載荷比r為0、0.2、0.35、0.5時,HTPB推進劑在不同載荷水平下的疲勞壽命,其中載荷比為r=0和r=0.5的試驗點較多,本文中僅給出載荷比為0時推進劑的循環拉伸試驗結果如表1所示。

表1 載荷比r=0時循環拉伸試驗結果Table 1 Cyclic tensile test results under load ratio r=0

根據不同載荷比下推進劑的循環拉伸試驗結果,可以分別得到HTPB推進劑的S-N曲線試驗點,從而擬合出S-N曲線,如圖2。

圖2 S-N擬合曲線Fig.2 S-N fitting curves

根據S-N曲線經驗公式的擬合算法可知,對于具有中、長壽命曲線段的S-N曲線,一般采用三參數冪函數表達式:

(S-S0)mN=C

(1)

變換式(1)可得含有3個常數的S-N曲線經驗公式:

lgN=C-mlg(S-S0)

(2)

式中C、m、S0為材料常數。

本文S-N曲線可以用如下公式擬合:

(3)

式中m和b為材料常數;S為藥柱能承受的循環載荷上限值,MPa;1.75為外推的對應于一個循環破壞的應力,MPa。

對比發現外推的一個循環破壞的應力略大于拉伸斷裂應力,這可能是低周疲勞破壞模式與長壽命破壞模式不同引起的誤差。

根據圖2擬合得到:

(4)

可以得到對應1 000 000次壽命時藥柱能承受的循環載荷上限值約為0.18 MPa。

2 艦載固體火箭發動機仿真計算

2.1 燃燒室幾何模型與有限元網格

本文以某HTPB推進劑發動機燃燒室為研究對象,建立發動機三維有限元模型,對其受力進行準確計算。所研究發動機由推進劑藥柱、殼體、絕熱層、人工脫粘結構組成。為了展示發動機的內部結構,取最小對稱結構為實際燃燒室結構的1/16,如圖3所示。

圖3 發動機燃燒室內部結構Fig.3 Structure of the SRM chamber

由圖3可知,燃燒室裝藥結構采用三段式翼柱形結構,藥柱前端均布8個翼槽,藥柱中段為圓柱段管形裝藥,藥柱尾段同樣均布8個翼槽,在發動機兩端與殼體接觸部位設置人工脫粘層,以便釋放當藥柱受力時前端和后端產生的應力集中。發動機處于艦載條件下,各個方向的受力均不相同,因此在仿真計算時需要建立全尺寸發動機燃燒室結構。

發動機模型有限元網格的劃分采用六面體自由劃分方式,人工脫粘層易產生較大的應力集中,是藥柱的薄弱部位,因此對藥柱的翼槽和人工脫粘層部位進行網格加密,網格單元總數為749 816,如圖4所示。

圖4 全尺寸發動機燃燒室網格Fig.4 Grid of the full scale SRM chamber

2.2 材料參數

藥柱、絕熱層、殼體的材料參數如表2、表3所示。本文推進劑松弛模量的選取是根據循環載荷應變率及推進劑松弛模量主曲線獲得的等效模量,忽略老化等影響因素。

表3 ABAQUS中輸入的殼體材料參數數值Table 3 Parameter value of the case material entered in ABAQUS

2.3 載荷和邊界條件

艦載固體火箭發動機與艦艇之間屬于剛性連接,且在艦艇不同位置各有分布。為了保證計算的合理性,取受搖擺載荷最大的位置進行計算,取相距艦艇質心最遠的一處發動機為研究對象,二級發動機相對艦艇質心位置關系如圖5所示。其距離艦艇質心的橫向距離、縱向距離、高度依次為2、16、6 m。

圖5 發動機相對艦艇位置關系Fig.5 Position relationship between the SRM and ship

在普遍的仿真中是以發動機坐標系為準進行模擬仿真的,而艦載發動機相對于艦艇存在運動,因此,本文將發動機殼體表面與艦艇的重心綁定,從而便于解決發動機相對于艦艇產生的搖擺運動。將動力學問題簡化為靜力學問題,將發動機的運動轉化為加速度載荷。在艦艇巡航期間,受到海洋風浪的影響會產生周期性的運動,包括6個自由度:進退、升沉、橫漂、橫搖、縱搖、偏轉。假定艦艇在五級海況下行進,根據艦船耐波性理論[14]可計算出艦艇在海上航行時發動機的運動規律,可通過運動和受力的關系計算出發動機所受加速度載荷。艇的縱向、橫向、垂向加速度在仿真計算中表示為發動機整體受到的三個方向的加速度載荷,艇的縱搖、橫搖、偏轉角度結合對應的角加速度得到發動機相對于艦艇重心的角加速度。搖擺載荷作用1次的周期約為16～18 s,仿真中取周期為18 s,根據搖擺載荷作用規律,在1/4個周期即4.5 s時發動機搖擺到最大位置,此時發動機受力應為最大。因此,在有限元仿真中計算搖擺4.5 s后藥柱的應力應變情況。

2.4 計算結果分析

在ABAQUS軟件中選用動態、隱式算法(Dynamic,Implicit),取發動機1次完整搖擺的1/4周期進行計算,在上述計算條件下進行仿真計算,得到了艦載固體發動機在巡航期間受到搖擺載荷作用4.5 s的應力-應變。圖6和圖7給出了搖擺進行4.5 s后發動機藥柱的Mises應力場和最大主應變場,根據計算結果可知,此時最大Mises應力為0.03 MPa,最大主應變為1.746%。

圖6 藥柱Mises應力分布云圖Fig.6 Mises stress contour of the grain

圖7 藥柱最大主應變分布云圖Fig.7 Maximum principal strain contour of the grain

3 危險點失效評估

搖擺載荷產生的應力并不大,不會直接破壞藥柱的結構完整性,但在長時間的循環積累下會對藥柱的壽命產生影響。在藥柱上選擇三個應力較大的位置,如圖8所示。1點位于藥柱頭部開口處,2點位于藥柱前端人工脫粘層界面處,3點位于藥柱尾部外表面。通過仿真計算得到這三個點應力-應變隨時間變化的曲線,根據變化情況可知2點處的隨機載荷較大,因此可以看出2點區域附近最容易在搖擺載荷的作用下受到破壞。

圖8 藥柱危險部位Fig.8 Dangerous position of the grain

經4.5 s搖擺載荷作用后,仿真得到2點處的Mises應力為0.029 8 MPa,主應變為1.72%。為觀察藥柱各危險點受力情況,在仿真處理時得到1、2、3各點的三向應力,如表4所示。可以看出,點1和點3 處受壓應力,點2處受拉應力。

表4 危險點受力情況Table 4 Stress at dangerous points MPa

當艦載發動機隨艦艇巡航1 a后,根據搖擺載荷作用1次的周期為18 s可以計算得到巡航1 a時間后藥柱所受搖擺載荷作用次數N=1 752 000,由循環載荷拉伸試驗中擬合得到的S-N公式(4)可得:巡航1 a后藥柱允許的循環載荷上限值S=0.164 5 MPa。進而計算艦載發動機巡航不同時間下藥柱的安全系數(許用應力為考慮藥柱能夠達到不同循環次數下所允許的循環載荷上限值),如表5所示。可見,隨著巡航時間的增加,藥柱能夠承受的循環載荷上限值和安全系數都逐漸減小,且減小的越來越緩慢。

表5 不同巡航時間下發動機藥柱安全系數Table 5 Safety factor of the grain under different cruise times

失效判據的選擇是評估藥柱安全系數的基礎,針對界面采用基于應力的失效評估方法。對于單一載荷下基于應力失效判據的安全系數評估采用下式:

(5)

式中 [σ]為許用應力;σe為誘導應力(即實際承受的應力)。

4 結論

(1)通過不同載荷比下的推進劑循環拉伸試驗,擬合出S-N曲線,獲得了推進劑不同循環時間(年份)下推進劑的破壞值,為發動機藥柱疲勞損傷評估和隨艦艇巡航的發動機推進劑壽命研究提供了基礎。

(2)以某艦載固體發動機為研究對象,結合發動機位置,進行受力分析。通過全尺寸模型仿真計算得到搖擺載荷下發動機藥柱上最大Mises應力和最大應變出現在藥柱頭部人工脫粘層藥界面,該點處受到破壞的可能性最大。

(3)通過模擬與試驗值,得到固體發動機巡航時間與發動機藥柱安全系數f的關系,隨著固體發動機巡航時間的增加,藥柱能夠承受的循環載荷上限值(許用應力)和安全系數都逐漸減小,且減小得越來越緩慢。

本文未采用帶損傷的本構模型,且對于大型固體發動機自藥柱澆注完成到工作結束會承受溫度載荷、加速度載荷、重力載荷、內壓載荷等多種載荷作用,這一系列載荷工況對藥柱結構完整性產生影響。本文僅研究搖擺載荷對于固體發動機藥柱力學性能的影響。