海态环境下舰载固体火箭发动机药柱损伤机理研究.pdf
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1、第 卷第 期 固 体 火 箭 技 术 海态环境下舰载固体火箭发动机药柱损伤机理研究孙新智,何景轩,沙宝林,郜 捷(西安航天动力技术研究所,西安)摘要:为研究某舰载固体火箭发动机在巡航状态下药柱的损伤情况,评估其在摇摆载荷作用下的力学结构响应和安全裕度。首先,开展了所用 推进剂的循环载荷拉伸试验,拟合出载荷寿命()曲线;之后,建立了全尺寸固体火箭发动机模型,通过有限元分析方法计算得到发动机药柱的应力和应变,得到其最大 应力为 ,最大主应变为;最后,结合 曲线得到舰艇巡航一定时间后药柱能承受的循环载荷上限值,评估不同巡航时间下发动机药柱的安全系数。结果表明,固体火箭发动机随舰艇巡航一段时间后,药柱
2、危险点位于前人工脱粘层凸环界面,不会直接使发动机药柱受到破坏,但会影响发动机的安全裕度。关键词:固体火箭发动机;结构完整性;舰载条件;摇摆载荷;曲线;疲劳损伤;安全裕度中图分类号:文献标识码:文章编号:():,(,):(),();,:;引言固体火箭发动机因其结构简单、维护方便、工作简单,能长期贮存和作战响应快的优点而广泛应用于导弹、拦截火箭等飞行器中。海基作战武器要随着舰艇一起成年累月地巡航于海洋上,经历长时间海洋复杂环境(如气温、风浪等)的影响。相关研究表明,推进剂 衬层的界面脱粘是破坏发动机结构完整性的主要形式之一。在这类载荷作用下,固体火箭发动机药柱与绝热层界面上会产生较大的应力集中,产
3、生疲劳与蠕变损伤进而使药柱更易失效。因此,研究海态下舰载固体火箭发动机药柱界面的应力应变及疲劳损伤情况,对发动机寿命的预估及结构完整性问题有重要的意义。对于舰载固体火箭发动机,目前研究温度影响的成果比较多,对于海上风浪因素产生的摇摆载荷对发动机的影响也有一些研究。曲凯、邢耀国等开展推进剂往复拉伸试验,结合雨流计数法和累积损伤理论,研究星形药柱发动机在摇摆载荷作用下的疲收稿日期:;修回日期:。通讯作者:孙新智,男,硕士,研究方向为固体火箭发动机结构完整性分析。劳损伤评估和寿命预估问题。王鑫等研究舰载发动机立式贮存状态下药柱疲劳试验结合仿真得到药柱立式贮存的累积损伤以及蠕变损伤规律。王玉峰、李高春
4、等对海洋环境下固体发动机的贮存寿命与老化问题进行了研究。总体上针对摇摆载荷作用下舰载固体发动机药柱界面响应的研究较少,且部分研究未使用燃烧室全模型进行仿真计算,未考虑到发动机在舰艇上的真实受力情况,存在不准确性,对其进一步的研究很有必要性。根据工程实际经验,药柱粘接界面处的破坏主要发生于界面处的药柱。本文首先进行了推进剂循环拉伸试验,研究复合固体推进剂的疲劳损伤特性,拟合出应力循环最大应力和循环次数的关系曲线;以某舰载固体火箭发动机为研究对象,在一定的海洋风浪条件下,结合发动机在舰艇上的位置对其进行受力分析,模拟了发动机的真实受力情况。通过全尺寸模型的有限元仿真计算,得到舰载发动机药柱界面上危
5、险部位的 应力应变。在不同载荷比下,进行了多组推进剂矩形试件的拉伸试验,采用数据拟合方法,得到 曲线,仿真结合试验对药柱界面的损伤进行评估,以期为舰载固体火箭发动机药柱寿命预估和结构完整性问题研究提供基础。推进剂循环拉伸试验 试验条件和试验方案试验目的是为了确定复合固体推进剂在不同载荷水平下进行低频循环拉伸时的疲劳寿命,从而得到循环次数和应力幅值之间的关系,即得到 推进剂的 曲线。本文研究发动机药柱界面的结构响应,由于破坏最早出现于界面位置的药柱上,加之试验条件的限制,本文用推进剂拉伸试验代替表征药柱界面的性能。试样为某配方 推进剂哑铃型试件,截面为 ,标距为 ,密封保存以保证环境的干燥度,如
6、图 所示。试验仪器为小载荷试验机,其特点是载荷小,精度高,并且能进行大变形试验。通过夹具固定试件两端,用引伸计测量试件中间的位移。循环拉伸试验:通过加载卸载的方式,由位移控制拉伸速率,以固定的速率进行拉伸,达到最大载荷后进入卸载过程;然后以相同速率进行卸载,达到最小载荷后进入下一循环,直到试件破坏断裂。单向拉伸试验(即进行一次拉伸直至试件断裂):进行加载速率为、的复合固体推进剂试件单向拉伸试验,得到拉伸断裂应力分别约为、。1207010R122510图 试件的形状及尺寸 用游标卡尺测量每个试件的尺寸,定义载荷比为最小载荷 最大载荷,分别取载荷比 为、。根据单向拉伸试验结果,采用最大载荷为、。常
7、温下,根据所取的 个最大载荷确定不同载荷比下的最小载荷,以不同载荷比分 组,根据实测舰艇上发动机摇摆的频率及幅度,本文采用拉伸速率 进行加载卸载循环拉伸试验;试验结束后,分组记录试件疲劳破坏时的循环次数,即试件寿命。试验结果根据试验分别得到载荷比 为、时,推进剂在不同载荷水平下的疲劳寿命,其中载荷比为 和 的试验点较多,本文中仅给出载荷比为 时推进剂的循环拉伸试验结果如表 所示。表 载荷比 时循环拉伸试验结果 ()根据不同载荷比下推进剂的循环拉伸试验结果,可以分别得到 推进剂的 曲线试验点,从而拟合出 曲线,如图。年 月固体火箭技术第 卷根据 曲线经验公式的拟合算法可知,对于具有中、长寿命曲线
8、段的 曲线,一般采用三参数幂函数表达式:()()变换式()可得含有 个常数的 曲线经验公式:()()式中、为材料常数。1.81.61.41.210.80.60.40.2110100100010000 100000 1000000r=0.1=0.2r=0.35r=0.5rS/MPaN图 拟合曲线 本文 曲线可以用如下公式拟合:()()()式中 和 为材料常数;为药柱能承受的循环载荷上限值,;为外推的对应于一个循环破坏的应力,。对比发现外推的一个循环破坏的应力略大于拉伸断裂应力,这可能是低周疲劳破坏模式与长寿命破坏模式不同引起的误差。根据图 拟合得到:()()()可以得到对应 次寿命时药柱能承受的
9、循环载荷上限值约为 。舰载固体火箭发动机仿真计算 燃烧室几何模型与有限元网格本文以某 推进剂发动机燃烧室为研究对象,建立发动机三维有限元模型,对其受力进行准确计算。所研究发动机由推进剂药柱、壳体、绝热层、人工脱粘结构组成。为了展示发动机的内部结构,取最小对称结构为实际燃烧室结构的,如图 所示。由图 可知,燃烧室装药结构采用三段式翼柱形结构,药柱前端均布 个翼槽,药柱中段为圆柱段管形装药,药柱尾段同样均布 个翼槽,在发动机两端与壳体接触部位设置人工脱粘层,以便释放当药柱受力时前端和后端产生的应力集中。发动机处于舰载条件下,各个方向的受力均不相同,因此在仿真计算时需要建立全尺寸发动机燃烧室结构。发
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