固体发动机深脱粘一体药柱低温结构完整性分析研究

方冰; 李莎莎; 占冬至; 郑庆

doi:10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.03.016

弹箭与制导学报 >

2025 , Vol. 45 >Issue 3: 380 - 385

DOI: https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.03.016

综述、总体、动力、毁伤、测试及其他

固体发动机深脱粘一体药柱低温结构完整性分析研究

方冰 ,
李莎莎 ,
占冬至 ,
郑庆

展开

上海航天动力技术研究所,上海 201109

郑庆(1981—),男,研究员,硕士。

方冰(1985—),男,工程师,硕士。

收稿日期: 2024-11-03

网络出版日期: 2025-07-09

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Analysis on Structural Integrity of Deep Debonding Integrated Propellant Column at Low Temperature

FANG Bing ,
LI Shasha ,
ZHAN Dongzhi ,
ZHENG Qing

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Shanghai Aerospace Power Technology Research Institute, Shanghai 201109, China

Received date: 2024-11-03

Online published: 2025-07-09

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摘要

深脱粘一体药柱是一种适用于小开口不分段壳体单室双推力发动机的高装填药型。为了对发动机低温点火进行安全评估,基于有限元模型对药柱低温结构完整性开展仿真分析,研究了药柱内孔与缝隙的压力差对低温点火过程装药结构完整性的影响。通过模拟试验发动机测试了低温点火过程缝隙内的压力分布。结果表明,内外压差对药柱低温点火过程的应力、应变大小及分布有着显著影响。通过低温模拟点火试验发现,缝隙尾部的建压速率极快,最大压强较燃烧室压强仅低4%;缝隙中部的建压存在明显的延迟,压差最大时,缝隙中部压强较燃烧室压强低了64%;深脱粘一体药柱低温综合安全系数达到1.76,低温点火具有较高的安全可靠性。

关键词： 固体发动机; 深脱粘一体药柱; 结构完整性; 综合安全系数

本文引用格式

方冰 , 李莎莎 , 占冬至 , 郑庆 . 固体发动机深脱粘一体药柱低温结构完整性分析研究[J]. 弹箭与制导学报, 2025 , 45(3) : 380 -385 . DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.03.016

Abstract

Deep debonding integrated propellant column is a high loading grain suitable for small opening & non-segmented shell single chamber dual thrust engines. In order to conduct a safety assessment of the engine in low-temperature ignition, this article conducted simulation analysis on the integrity of the low-temperature structure of the propellant column based on a finite element model, and studied the influence of the pressure difference between the inner hole and gap of the column on the integrity of the charge structure during low-temperature ignition process. The pressure distribution inside the gap during the ignition process was tested by a simulated engine. The results indicate that the pressure difference between the inside and outside of the propellant has a significant impact on the stress and strain distribution of the grain during low-temperature ignition process. Through experiments, it was found that under low-temperature ignition conditions, the pressure building rate at the tail of the gap is synchronized with the combustion chamber whose max pressure is only 4% lower, while the pressure building in the middle of the gap is delayed obviously, and the maximum pressure difference is about 64% of the combustion chamber. The calculated comprehensive safety factor of the column at low temperature reaches 1.76 indicating high safety and reliability of low-temperature ignition.

Key words： solid rocket motor; deep debonding integrative grain; structural integrity; comprehensive safety factor

0 引言

固体火箭发动机因其结构简单、性能可靠、使用方便免维护,成为导弹武器最常用的动力装置^[1]。单室双推力发动机是利用一个燃烧室来提供两级推力的发动机,助推级具有短时大推力的特点,而续航级则持续提供小推力并维持较长的工作时间^[2]。常规单室双推力固体发动机通常采用速燃药加缓燃药贴壁浇注形成两级推力或采用贴壁浇注内孔翼槽药型助推级加自由装填端燃药型续航级的设计^[3]。

现代化战争中,导弹武器的射程已经突破传统防御圈范围,向更远的防区外攻击的方向发展。为增强导弹性能,通过采用轻质化壳体、加大发动机长径比、采用高装填药型等技术,有效提升导弹射程是一种重要改进措施。目前,碳纤维复合材料因其轻质、耐高温、比强度高等特点被越来越广泛地应用于固体发动机壳体的制造^[4-5],但是复合材料壳体往往设计为两端小开口结构^[6],无法使用自由装填药柱。而传统贴壁浇注药型难以提升装填系数。深脱粘一体药柱不仅能很好地适用于小开口、大长径比的复合壳体装药,同时能提高单室双推力发动机的装填比。

目前国内外对高装填药型的装药结构完整性有诸多研究。Nikam,Chyuan等对不同载荷下的贴壁浇铸内孔型药柱的结构完整性进行了研究^[7-8];Marimuthu等利用Herrmann公式开发的有限元模型计算了重力、热载荷和压力载荷下的自由装填药柱结构完整性^[9];龚建良等对贴壁浇铸型内孔翼槽药柱在高压点火下的结构完整性进行了分析研究^[10];李晔鑫等提出了适用于贴壁浇铸内孔装药在低温点火条件下结构完整性的仿真和验证方法^[11];宋仕雄等研究了泊松比对贴壁浇铸内孔药柱在低温状态点火工况下的结构完整性影响^[12];刘中兵等分别采用三维线弹性模型和三维粘弹性模型对贴壁浇铸内孔药柱在低温和点火联合载荷下的完整性进行了分析^[13];邓康清等利用三维有限元方法,通过热-机耦合,分析自由装填实心端燃药柱从固化降温到低温点火过程中的温度场、等效应力和等效应变的变化^[14];郑晓亚等基于三维粘弹性接触理论,研究了低温内压载荷下组合药柱/包覆层与壳体间间隙内压强载荷边界对自由装填组合药柱结构完整性的影响^[15];卢福刚对自由装填装药点火冲击下的受力情况进行了研究^[16];颜密等分析了不同壳药间隙对燃烧室发动机初始建压过程的影响^[17];王晨飞对贴壁浇注星孔段与圆孔段组合复杂药型的装药结构完整性进行了分析^[18];李磊研究了基于结构完整性分析的药形改进设计方法^[19]。但从公开文献分析,目前尚没有对深脱粘一体药柱的结构完整性进行研究,无法评判该药型发动机的点火可靠性。

文中以深脱粘一体药柱为研究对象,采用有限元仿真,分析其低温工况下的结构完整性。研究人工脱粘缝隙内的压力分布情况及其对装药结构完整性的影响。基于假药发动机测试人工脱粘缝隙内的低温点火建压数据,评价该药型的低温点火安全可靠性。

1 有限元分析

1.1 深脱粘一体药柱装药结构

深脱粘一体药柱装药结构采用预制绝热层和包覆层的复合材料壳体浇注推进剂而成。绝热层与壳体粘接牢固,包覆层与头部壳体粘接牢固,但与绝热层不粘接,构成深度人工脱粘结构。其结构如图1所示。

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图1 药型结构示意图

Fig.1 Schematic drawing of grain

两级推进剂依次浇注、一次固化,最终成形内孔翼槽助推级和实心续航级的一体化药柱。发动机长径比大于10,助推级内孔M数设计为4.5,高于传统贴壁浇注药型,有效提升发动机装填比,同时可实现两级推力。药柱固化温度为+60 ℃,降温至常温时,人工脱粘部分的药柱径向收缩,包覆层与绝热层之间自然形成缝隙,类似自由装填药柱结构。

1.2 有限元模型

根据对称性,取燃烧室的1/2进行三维建模。燃烧室壳体和绝热层采用三维线弹性模型,包覆层与推进剂药柱采用三维线粘弹性模型分别建模,计算过程中考虑重力的影响。

复合固体推进剂是一种以高分子材料为基体,氧化剂、铝粉等为填充物的颗粒增强复合材料。其力学性能显著依赖于时间和温度,表现出明显的粘弹性。在小变形条件下,粘弹性材料呈现线性特征,由弹性-粘弹性力学的对应原理,相对于弹性力学的广义胡克定理,当材料为各向同性时,材料的三维线性粘弹性统一积分本构关系可表示为:

(1)σ_ij(t)=

∫ 0 - t λ (t - ζ) d ε k k (ζ) d ξ + 2 μ (t - ζ) d ε i j (ζ) d ξ

dζ

式中:λ(t)和μ(t)为粘弹性拉梅系数,对于各向同性粘弹性材料,独立的力学性能参数只有2个。应力偏量和应变偏量之间的关系及球应力和球应变之间的关系为:

(2)

S i j (t) = ∫ 0 - t 2 G (t - ζ) d e i j (ζ) d ξ d ζ σ k k (t) = ∫ 0 - t 3 K (t - ζ) d ε k k (ζ) d ξ d ζ

式中:G(t)为剪切松弛模量;K(t)为体积松弛模量。G(t),K(t)与松弛模量E(t)的关系为:

(3)

G (t) = E (t) 2 (1 + ν) K (t) = E (t) 3 (1 - 2 ν)

时温移动方程为:

(4)

lg α_T=- $34.559 (T - T 0) 535.475 + T - T 0$

式中参考温度T₀为20 ℃。

保低温过程中推进剂采用粘弹性模型,松弛模量主曲线为:

(5)E(t)=77.8334(0.43468

e - t 0.0019

+0.23778

e - t 0.0187

+
0.12439

e - t 0.1872

+0.07746

e - t 1.8718

+0.03229

e - t 18.7175

+
0.04262

e - t 187.1752

+0.01)

推进剂、结构等材料力学性能参数如表1所示。低温点火过程计算中,推进剂采用线弹性模型,采用2 000 mm/min高速拉伸速率下测得的推进剂力学性能开展计算,参数如表2所示。

表1 材料性能参数

Table 1 The parameters of materials

Part	ρ/(kg/m³)	E/MPa	μ	α/K^-1	λ/(W/(m·K))	C/(J/(kg·K))
Propellant	1 800	In table 2	0.494	8.99×10^-5	0.40	1 433
Insulated structure	1 200	10.8	0.496	3.16×10^-5	0.23	2 261
Coated structure	1 400	37.0	0.496	2.91×10^-4	0.26	1 520
Case	1 650	2.4×10⁵	0.330	5.6×10^-5	1.35	780

表2 推进剂快速拉伸力学性能参数

Table 2 The parameters of propellant

Temperature/℃	Extension rate/ (mm/min)	E/MPa	ε_b/%
+20	2	3.83	49.1
+20	2 000	6.70	52.2
-30	2	9.89	52.4
-30	2 000	29.02	41.7

1.3 载荷分析

药柱从高温+60 ℃固化降温至+20 ℃,降温时间7×24 h。在+20 ℃进行无损探伤检查,结果见图2,再以10 ℃/h的降温速率降至-30 ℃,然后在-30 ℃保温36 h后对发动机进行无损探伤检查,结果见图3。

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图2 +20 ℃药柱无损检测照片

Fig.2 Non-destructive testing photos(+20 ℃)

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图3 -30 ℃药柱无损检测照片

Fig.3 Non-destructive testing photos(-30 ℃)

可以看出,由于药柱降温收缩,绝热层与包覆层之间出现了明显的人工脱粘缝隙。同时由于重力作用,水平放置时上侧间隙大,下侧间隙小。对药柱的上侧单边缝隙宽度进行测量,结果见表3。可以看出,深脱粘一体药柱的缝隙宽度随着靠近药柱尾部而增大。

表3 无损检测药柱上侧间隙值

Table 3 Non-destructive testing value of upper gap

Temperature/℃	Head of gap/mm	Middle of gap/mm	Tail of gap/mm
+20	0.4	0.9	2.6
-30	0.5	1.4	4.1

2 计算结果及分析

2.1 固化降温载荷应力应变分析

降温过程采用线性粘弹性有限元算法,计算了药柱从零应变状态+60 ℃固化降温至+20 ℃,后继续保低温至-30 ℃的变形结果,如图4所示。可以看出,降温至-30 ℃时,药柱轴向收缩,同时在重力作用下,药柱向下变形,包覆层与绝热层上侧间隙大,下侧间隙小。数值分析所得药柱上侧包覆层与绝热层间隙汇总于表4,结果略大于表3的实测值。

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图4 -30 ℃药柱变形

Fig.4 Deformation of grain(-30 ℃)

表4 数值分析药柱上侧间隙值

Table 4 Numerical analysis value of upper gap

Temperature/℃	Head of gap/mm	Middle of gap/mm	Tail of gap/mm
+20	0.49	1.11	2.99
-30	0.68	1.67	4.45

低温-30 ℃药柱的应变、应力分布如图5所示。药柱的最大主应变为4.91%,位于人工脱粘缝隙根部的药柱与包覆层粘接界面。由于降温过程中药柱收缩,其与包覆层在缝隙根部位置的粘接处易出现应力集中。药柱收缩加上重力作用,粘接根部上侧的剪切应力为0.188 MPa,下方的剪切应力为0.184 MPa。此时,药柱内孔根部的应变仅有0.67%,可以忽略不计。药柱在固化降温过程中人工脱粘缝隙根部的药柱与包覆层粘接界面是薄弱区域,需重点关注该位置是否会出现脱粘,尤其是上侧重力反方向位置。

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图5 药柱固化降温应力应变分布

Fig.5 The contour of stress and strain of the grain during temperature decreasing

2.2 点火内压载荷应力应变分析

发动机设计为尾部点火,点火装置安装于药柱尾部的翼槽中心孔内。发动机点火后,药柱内孔瞬间建压,但人工脱粘缝隙中建压可能存在延迟,导致药柱内外表面存在压强差,对药柱结构完整性产生影响。为此,有必要分析人工脱粘缝隙与内孔之间存在压差时,压差对装药结构完整性的影响。

分别计算内孔压强为10 MPa,药柱内外无压差(0 MPa)、内外压差为1 MPa和2 MPa时的药柱内孔应力、应变分布,如图6所示。

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图6 内孔表面最大主应变对比

Fig.6 Max strain in the hole

当药柱内外压差较小时,药柱整体为受压状态,内孔应变较小,应力集中于人工脱粘缝隙根部的药柱与包覆层粘接界面上;随着压差的增大,药柱内孔的应变显著增加,应力集中于药柱内孔根部,主要为环向拉应变。由此可见,内外压差会影响药柱应力应变的分布和大小。

3 试验验证分析

3.1 模拟发动机试验

为研究深脱粘一体药柱低温点火工况下人工脱粘缝隙中的实际建压情况,设计了模拟发动机,测试燃烧室内压强和缝隙内的压强变化。采用假药推进剂1∶1构建点火建压测试模拟发动机。在缝隙中部、缝隙尾部和燃烧室内腔设置压强测点,如图1所示。

在药柱尾部翼槽中心孔内安装点火装置,并进行低温-30 ℃点火模拟试验,通过压力传感器测试了缝隙不同位置的压力曲线,如图7所示。结果显示,燃烧室压强约在t=60 ms时达到最大值6 MPa;缝隙尾部的建压速率极快,几乎与燃烧室同步,最大压强较燃烧室压强仅低4%;缝隙中部的建压存在明显的延迟,在t=95 ms时才达到最大压强。在t=39 ms时,压差达到最大值3.3 MPa,此时,缝隙中部压强较燃烧室压强低了64%。说明点火建压初期,缝隙深处存在明显的建压延迟,药柱内外存在一定的压强差。

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图7 缝隙建压压强时间曲线(-30 ℃)

Fig.7 Curve of pressure-time in the gap(-30 ℃)

基于模拟发动机点火建压测试结果开展结构完整性仿真计算,取计算时间段为点火初始至60 ms,药柱内孔表面施加图7燃烧室内腔压强,尾部药柱外表面施加图7缝隙尾部压强,中部药柱外表面施加图7缝隙中部压强。计算结果显示,当压差达到最大值3.3 MPa时,药柱内孔的应力应变达到最大值,最大应力应变均位于药柱内孔根部,如图8所示。此时,最大主应变为11.91%,最大Mises应力为4.73 MPa。药柱整体受压应力,但是内孔根部存在较大的环向拉应变;药柱尾部的内外压差较小,平衡速率很快,所以应变很小。证明了药柱内外压差对深脱粘一体药型结构应力应变影响很大,药型设计时应着重考虑内外压差对装药结构完整性的影响。

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图8 药柱点火内压载荷应力应变分布

Fig.8 The contour of stress and strain of the grain in ignition at low temperature

3.2 发动机低温点火试验

基于模拟发动机试验结果,取真实发动机低温点火最大压强10 MPa作为燃烧室内腔的最大压强,拟合压差最大值约5.5 MPa。计算得发动机低温点火载荷下,药柱内孔根部最大应变为19.73%。

基于药柱的最大主应变和推进剂的断裂伸长率计算综合安全系数,对发动机的低温点火安全性进行评估。综合安全系数同时考虑了固化降温载荷和点火内压载荷^[20]。

固化降温时药柱结构的安全系数f_T:

(6)

f_T= $ε b, T ε e q, T$

式中:ε_b,_T是低速拉伸下的断裂伸长率;ε_eq,_T是固化降温载荷最大主应变。

内压载荷下药柱结构的安全系数f_P:

(7)

f_P= $ε b, P ε e q, P$

式中:ε_b,_P是高速拉伸下的断裂伸长率;ε_eq,_P是点火内压载荷最大主应变。

药柱结构的综合安全系数f为:

(8)

f= $1 1 f T + 1 f P$

深脱粘一体药柱的低温点火综合安全系数计算值见表5。可以看出,深脱粘一体药柱的低温综合安全系数为1.76,低温点火具有较高的安全余量。

表5 安全系数计算汇总表

Table 5 Prameters of the calculation of safety factor

Parameter	Value
Temperature/℃	-30
Max stain under temperature decreased/%	4.91
Max stain under ignition pressurization/%	19.7
Breaking extensibility of propellant (2 mm/min,-30 ℃)/%	52.4
Breaking extensibility of propellant (2 000 mm/min,-30 ℃)/%	41.7
Safety factor under temperature decreased	10.67
Safety factor under ignition pressurization	2.11
Comprehensive safety factor	1.76

由此设计、制造的深脱粘一体药柱发动机低温地面点火试验取得圆满成功,推力曲线见图9,与预示数据基本吻合。

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图9 点火试验性能曲线

Fig.9 The curve of ignition test

4 结论

1)深脱粘一体药柱结构不仅能解决小开口不分段壳体单室双推力发动机装药难的问题,而且还能有效提高单室双推力发动机的装填比,是一种未来拥有广阔前景的新型高装填药型结构。其低温综合安全系数达到1.76,低温点火具有较高的安全可靠性。

2)低温点火模拟试验时,缝隙尾部的建压速率极快,最大压强较燃烧室压强仅低4%;缝隙中部的建压存在明显的延迟,压差最大时,缝隙中部压强较燃烧室压强低了64%。

3)固化降温载荷条件下,应力应变集中于人工脱粘缝隙根部的药柱与包覆层粘接界面,需重点关注该位置是否会出现脱粘;点火内压载荷条件下,当药柱内外压差较小时,应力集中于人工脱粘缝隙根部的药柱与包覆层粘接界面上,应变较小;随着压差的增大,药柱内孔的应变显著增加,应力集中于药柱内孔根部。药型设计时应着重考虑内外压差对装药结构完整性的影响。

参考文献

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[1]	鲍福廷, 侯晓. 固体火箭发动机设计[M]. 北京: 中国宇航出版社, 2016. BAO F T, HOU X. Design of solid rocket motor[M]. Beijing: China Astronautic Publishing House, 2016.

[2]	王光林. 固体火箭发动机设计[M]. 西安: 西北工业大学出版社, 1994. WANG G L. Design of solid rocket motor[M]. Xi'an: Northwestern Polytechnic University Press, 1994.

[3]	官鹏, 何天军, 王峰, 等. 某单室双推力发动机绝热结构试验研究[J]. 固体火箭技术, 2020, 43(5): 629-634. GUAN P, HE T J, WANG F. Experimental research on insulated structure of a single-chamber dual-thrust SRM[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2020, 43(5): 629-634.

[4]	李莹新, 莫纪安, 王秀云, 等. 固体火箭发动机壳体复合材料研究进展[J]. 航天制造技术, 2020(4): 65-69. LI Y X, MO J A, WANG X Y, et al. Progress of composite for solid rocket motor case[J]. Aerospace Manufacturing Technology, 2020(4): 65-69.

[5]	杨正伟, 冯婧婧, 张炜, 等. 缠绕工艺关键参数对T800碳纤维复合材料壳体强度的影响[J]. 固体火箭技术, 2022, 45(3): 416-423. YANG Z W, FENG J J, ZHANG W, et al. Infulence of critical winding parameters on the strength of T800 carbon fiber composite case[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2022, 45(3): 416-423.

[6]	向小波, 蒋永凡, 程勇. 聚丙烯腈基碳纤维及其在固体火箭发动机壳体上的应用[J]. 纤维复合材料, 2015, 32(3): 23-28. XIANG X B, JIANG Y F, CHENG Y. Review of the application of polyarcylonitrile-based carbon fiber in solid rocket motor cases[J]. Fiber Composites, 2015, 32(3): 23-28.

[7]	NIKAM T, PARDESHI M, PATIL A, et al. Structural integrity analysis of propellant in solid rocketmotor[C]// IEEE.International Conference on Ideas, Impact and Innovation in Mechanical Engineering. July 11-14, 2017, LosAngeles, California. New York: IEEE, 2017: 896-902.

[8]	CHYUAN S W. Dynamic analysis of solid propellant grains subjected to ignition pressurization loading[J]. Journal of Sound and Vibration, 2003, 268(3): 465-483.

[9]	MARIMUTHU R, RAO B N. Development of efficient finite element for structural integrity analysisof solid rocket motor propellant grains[J]. International Journal of Pressure Vessels and Piping, 2013, 111/112: 131-145.

[10]	龚建良, 樊学忠, 李宏岩, 等. 单室双推力发动机装药的瞬态结构完整性分析[J]. 弹箭与制导学报, 2016, 36(6): 78-82. DOI GONG J L, FAN X Z, LI H Y, et al. Transient structural integrity analysis of single chamber dual thrust engine charge[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2016, 36(6): 78-82.

[11]	李晔鑫, 职世君, 王虎干, 等. 低温点火条件下发动机装药结构完整性分析及验证[J]. 航空兵器, 2021, 28(4): 82-87. LI Y X, ZHI S J, WANG H G, et al. Structural integrity analysis and experiment of motor grain under low temperature ignition[J]. Aero Weaponry, 2021, 28(4): 82-87.

[12]	宋仕雄, 史宏斌, 刘中兵, 等. 低温状态点火瞬间固体发动机药柱结构响应分析[J]. 固体火箭技术, 2018, 41(3): 278-283. SONG S X, SHI H B, LIU Z B, et al. Structure analysis of solid rocket motor grain at ignition transient under low temperature[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2018, 41(3): 278-283.

[13]	刘中兵, 周艳青, 张兵. 固体发动机低温点火条件下药柱结构完整性分析[J]. 固体火箭技术, 2015, 38(3): 351-355. LIU Z B, ZHOU Y Q, ZHANG B. Structural integrity analysis on grains of solid rocket motor at low temperature[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2015, 38(3): 351-355.

[14]	邓康清, 张路, 庞爱民, 等. 自由装填式固体火箭发动机药柱低温点火结构完整性分析[J]. 固体火箭技术, 2018, 41(4): 428-434. DENG K Q, ZHANG L, PANG A M, et al. Analysis on structural integrity of a free loading solid propellant grains under ignition loading at low temperature[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2018, 41(4): 428-434.

[15]	郑晓亚, 张晓宏, 李宏岩, 等. 自由装填式组合药柱结构完整性分析[J]. 计算机仿真, 2012, 29(12): 13-16. ZHENG X Y, ZHANG X H, LI H Y, et al. Structure integrity analysis of free loading solid rocket grainunder internal pressure[J]. Computer Simulation, 2012, 29(12): 13-16.

[16]	卢福刚. 自由装填装药固体火箭发动机点火冲击研究[J]. 弹箭与制导学报, 2015, 35(6): 83-86. DOI LU F G. Study on ignition shock of free-grain-fed solid propellant rocket motor[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2015, 35(6): 83-86.

[17]	颜密, 马宇, 田小涛, 等. 壳药间隙对自由装填固体发动机初始建压过程的影响研究[J]. 弹箭与制导学报, 2023, 43(2): 109-118. DOI YAN M, MA Y, TIAN X T. Study on influence of shell-charge gap on ignition pressure-building process of free-loading solid rocket motor[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2023, 43(2): 109-118.

[18]	王晨飞. 大长径比复杂装药结构完整性分析[D]. 南京: 南京理工大学, 2018. WANG C F. Structural integrity analysis of complex charges with large aspect ratio[D]. Nanjing: Nanjing University of Technology, 2018.

[19]	李磊. 基于结构完整性分析的固体火箭发动机药型改进与优化设计[D]. 长沙: 国防科技大学, 2011. LI L. Improvement and optimization design of solid rocket motor propellant based on structural integrity analysis[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2011.

[20]	刘梅, 高波, 董新刚, 等. 固体发动机药柱完整性失效的判据[J]. 固体火箭技术, 2018, 41(4): 424-427. LIU M, GAO B, DONG X G, et al. Failure criterion of solid motors at ignition pressurization loading[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2018, 41(4): 424-427.

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1 有限元分析

1.1 深脱粘一体药柱装药结构

图1 药型结构示意图

1.2 有限元模型

表1 材料性能参数

表2 推进剂快速拉伸力学性能参数

1.3 载荷分析

图2 +20 ℃药柱无损检测照片

图3 -30 ℃药柱无损检测照片

表3 无损检测药柱上侧间隙值

2 计算结果及分析

2.1 固化降温载荷应力应变分析

图4 -30 ℃药柱变形

表4 数值分析药柱上侧间隙值

图5 药柱固化降温应力应变分布

2.2 点火内压载荷应力应变分析

图6 内孔表面最大主应变对比

3 试验验证分析

3.1 模拟发动机试验

图7 缝隙建压压强时间曲线(-30 ℃)

图8 药柱点火内压载荷应力应变分布

3.2 发动机低温点火试验

表5 安全系数计算汇总表

图9 点火试验性能曲线

4 结论

参考文献