脉冲发动机软隔离装置反向打开过程研究

付 鹏，宋学宇，孙利清，姚 东

(中国航天科技集团公司四院四十一所，燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，西安 710025)

脉冲发动机软隔离装置反向打开过程研究

付 鹏，宋学宇，孙利清，姚 东

(中国航天科技集团公司四院四十一所，燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，西安 710025)

通过显示动力学的方法，对一种软隔离装置反向打开过程进行了模拟，并通过燃气发生器-隔层试验装置，进一步验证了隔层的打开过程，模拟结果与试验结果吻合得较好，验证了计算方法的合理性。研究结果表明，脆性断裂准则可较准确地预测隔层的破坏位置和压强，同时在内压冲击载荷作用下隔层薄弱区域首先出现破裂，破裂后下隔层结构逐渐反向打开，最终端口发生严重破坏，研究结果可用于发动机隔层的初步设计。

双脉冲发动机；软隔层；材料失效；显示动力学

0 引言

与传统发动机相比，双脉冲固体发动机能有效提高导弹末速度、增加导弹射程、利于飞行控制，具有传统固体发动机无法比拟的优点。近年来，在防空反导领域得到了快速发展。目前，国内外双脉冲发动机采用的隔离装置主要有隔舱和隔层两种形式。隔舱一般采用金属材料，需要辅助绝热结构，质量相对较重；隔层一般为橡胶材料，可同时起阻燃和隔热作用，结构质量轻。因此，高性能、高质量比的复合材料壳体双脉冲发动机多采用隔层结构，如美国SM-3第Ⅲ级隔层式双脉冲发动机，德国的HFK 2000导弹后续的研制工作中同样采用了高性能隔层式双脉冲固体发动机[1-5]。

近年来，国内外关于双脉冲发动机技术的研究工作越来越多，文献[6-11]通过数值模拟、试验测试等多种方法，对硬质隔舱结构进行了系统研究。其中，文献[6]通过优化结构参数改进了隔板的预紧力、承载能力和破坏模式；文献[7]通过有限元仿真的方法对隔舱发动机金属膜片的打开过程进行了仿真研究，并与试验结果进行了比较分析；文献[8]通过圆板大挠度理论、断裂力学理论得到了金属膜片的设计公式，并通过试验得到了有效验证；文献[9]对陶瓷隔舱盖结构进行了研究，得到了舱盖表面接触压力和摩擦力对舱盖应力分布的影响规律；文献[10]提出了陶瓷隔板及其组件的设计方法，同时对脉冲发动机陶瓷隔板进行了破坏模式研究；文献[11]通过试验和X射线高速摄像技术对双脉冲发动机二次点火过程进行内视研究，分析了隔板的打开过程和运行轨迹；文献[12-15]通过试验和数值模拟的方法，对硬质隔舱式双脉冲发动机的内流场、烧蚀问题进行了大量研究，发现由于两级脉冲间硬质隔离结构的存在，Ⅱ脉冲工作的燃气通道变窄，并在Ⅰ脉冲燃烧室表面形成漩涡，从而加剧了Ⅰ脉冲燃烧室绝热的对流换热和粒子冲刷效应。

目前，针对隔层式双脉冲发动机隔离装置破坏过程方面的研究工作很少，关于隔层动态变形和破坏过程、破坏机理方面仿真和试验研究还未见报道。本文通过有限元方法模拟分析一种双脉冲发动机隔层在Ⅱ脉冲工作时的打开过程，对隔层动态打开过程的应力与变形情况进行分析，开展隔层打开过程试验研究，初步探讨与分析隔层破坏机理。

1 隔层的工作原理

隔层式双脉冲发动机结构见图1，包括隔离装置(或隔层)、Ⅰ脉冲药柱、Ⅱ脉冲药柱及薄弱区域。其工作原理是在发动机Ⅰ脉冲工作期间，隔离装置依靠Ⅱ脉冲药柱承压，同时起隔热、密封作用；在Ⅱ脉冲发动机工作时，隔层结构首先在设计的薄弱区域发生断裂；然后，断裂后的隔层锥段反向翻转打开。因此，合理的设计不仅要求Ⅱ脉冲工作时隔层在预定的压强、预设的薄弱区域可靠打开，同时要求隔层锥段部分能够顺利翻转，从而确保Ⅱ脉冲药柱的可靠点火和燃烧流场的稳定。本文重点研究发动机Ⅱ脉冲工作初期的隔层打开过程。

2 隔层打开过程的数值模拟研究

2.1 有限元模型的建立

根据双脉冲发动机软隔层的结构和工作原理，本文建立了隔离装置模型(图2)，隔层包括轴向隔层筒段、隔层锥端、隔层水平段部分，建模过程中忽略隔层两端部与壳体的连接结构，同时保留隔层自身结构的倒圆和倒角。模型中固定隔层前端面以及隔层与壳体筒体接触的部分，模型网格划分采用C3D8R六面体单元，将模型划分为155 302个节点和102 801个单元。

考虑当隔层打开时，隔离装置变形过程中存在高温燃气从隔层的头部向尾部流动的过程，隔层表面承受的燃气压强可能会存在一定变化梯度。因此，本文在仿真模拟中，在隔层表面施加了梯度变化的表面压强，将整个隔层均分为6等份，每个部分表面压力从上至下依次为0.576、0.528、0.48、0.432、0.384、0.336 MPa，所有区域的载荷总平均值约为0.48 MPa，所有载荷均通过0.28 ms的时间逐渐施加。

2.2 材料参数和失效准则

软隔离装置由橡胶绝热材料制成，具有典型的粘弹性和不可压缩性，单轴拉伸试验测试结果表明隔层材料的弹性模量为8 MPa，应力强度为8 MPa，试件完全断裂的延伸率为350%，文中取泊松比为0.495，密度为1.1×10-9t/mm3。由于粘弹性材料在高速载荷作用下(瞬时加载或者冲击)往往发生脆性断裂。因此，本文选择脆性断裂损伤失效模型，材料的损伤应力强度取为8.0 MPa，最大应变破坏准则选择单轴最大应变强度。

张老师啊，杨校长使劲咽了口唾沫说，李书记今天来学校找我谈过了。他的意思是，先让你忙一段家里的事，教学的工作先放一放。不是，不是那意思，你别误会。我是想你如果忙起来，顾得了这头，顾不了那头。要不你先把家里的事忙完，再尽早回来上课。

通过高精度微型CT系统对隔层材料在不同拉伸应变条件下的内部结构进行3D成像分析。结果表明，隔层试件发生约80%的单向应变情况下，纤维填料与橡胶基体出现大面积的脱离，隔层试件截面出现非常高的孔隙率，且多个截面的孔隙率存在贯通趋势，大量孔隙的出现会导致隔层的燃气密封失效。因此，本文将80%的单轴应变值作为仿真分析的单轴最大应变破坏应变值。

隔层材料发生损伤失效后的应力-应变数据关系为8.0 MPa，0；0.65 MPa，0.5%。损伤失效后的剪切模量的本构模型采用如下指数衰减模型：

(1)

2.3 隔离装置破坏过程模拟

显示动力学分析被广泛用于模拟复杂的的非线性动力学问题，尤其适用于模拟瞬时的爆炸、冲击问题的结构动态行为。本节通过Abaqus explicit模块对隔离装置模型进行显示动力学模拟,图3所示为冲击载荷作用3.01 ms时，隔层Mises应力云图及截面图。可看出，隔层颈部大面积出现断裂，局部完全穿透，隔层锥段小端位置发生了挤压变形，隔层圆筒段部分发生了下凸变形。

图4为整个隔层破坏过程中的Mises应力云图。可看出，在0.51 ms时，隔层最大Mises应力为0.19 MPa，发生在隔离装置大端平面与锥段衔接的位置；随着时间延长，其最大应力逐渐沿锥面向筒段移动，1.38 ms时，隔层最大Mises应力值为1.62 MPa，位于隔离装置锥段与圆筒段衔接的颈部位置；2.01 ms时，隔层最大Mises应力值为4.06 MPa，发生在锥段小端部分位置；在前2.01 ms时间内，隔层在外压的作用下表现为轴对称的凹陷变形。

至2.49 ms时，隔层最大Mises应力值为5.43 MPa，发生在锥段小端部分位置。此时，隔层的锥端和圆筒段出现明显的外压屈曲失稳变形；在2.79 ms时，外压屈曲失稳变形进一步加剧，隔层最大Mises应力值为6.79 MPa；3.01 ms时，隔层颈部发生大面积断裂，隔层结构失效。

为进一步观察和分析隔层颈部的破坏过程，图5显示了2.9～3.01 ms之间隔层颈部附近的Mises应力变化图。可看出，在2.9 ms时，隔层颈部内表面一些单元失效，隔层开始出现裂纹，这是由于颈部的部分单元应变超过了材料的变形强度极限，材料开始发生破坏；在3.01 ms时，隔层颈部的大部分裂纹开始连接，隔层颈部基本全部断裂，伴随应变能的释放，该区域隔层应力分布剧烈变化。

2.4 隔层锥端的反向翻转过程模拟

本节通过Abaqus explicit模块对隔离装置下锥段部分进行动力学模拟，分析隔层在颈部断裂以后锥段的后续变形情况。假定燃气流动在隔层翻转过程近似达到稳定状态，后文的隔层燃气快速冲压试验表明因高温燃气从断裂位置迅速泄露，该位置附近的压强在0.5 ms内降低60%以上，因而本节在隔层锥段模型表面施加0.15 MPa的均布压强载荷。

图6为隔离装置在反向打开过程中的Mises应力云图变化情况。可看出，隔层在大端平面位置最大Mises应力为2.09 MPa，隔层断口位置严重屈曲，由于该时刻的应力、应变状态与图5所示断裂后的隔层下部分模型基本相同，因此可作为隔离装置反向翻转过程初始时刻；1.55 ms时，隔层下部分最大Mises应力2.928 MPa，锥端褶皱逐渐减弱，端口即将发生翻转；2.3 ms时，隔层完全翻转，与翻转之前褶皱状态的应力和变形分布接近，完全翻转过去的隔层锥段端口位置的应力环向周期性变化；2.8 ms时，隔层锥段端口大部分单元失效，且在2个对称的位置的隔层端口撕裂最严重。

3 隔层打开过程的试验研究

为进一步研究在高温燃气快速充压载荷作用下隔离装置的变形及破坏过程，通过燃气发生器-隔层试验装置进行快速充压试验，并选用大装药量燃气发生器快速发火形式模拟瞬时加载载荷。试验装置主要由燃气发生器、测压装置、承载结构及隔离装置组成，其中承载结构主要模拟发动机壳体以及Ⅱ脉冲药柱表面，试验过程中高温高压燃气从隔层筒段的头部与Ⅱ脉冲药柱表面之间进入，然后贯通整个隔层表面，测压传感器装置分别对燃气发生器的压强、隔离装置锥端附近的表面压强进行测量。

图7为燃气发生器和隔离装置锥端位置的内腔压强测试曲线。结果表明，燃气发生器内的压强迅速达到最大值约为4.5 MPa，然后在0～8 ms内缓慢下降，但始终大于1 MPa。因此，试验过程中燃气发生器能够对隔层表面持续提供速率稳定的高压气体；隔离装置锥端表面压强逐渐升高，约在6.5 ms时刻，其表面压强达到峰值0.53 MPa，随后开始迅速下降。

根据2个压强曲线的变化特点可判断，隔层在高压燃气的作用下，前6.5 ms时间内逐渐发生变形，但由于高压燃气的填充速率大于隔层的变形速率，因而隔层表面的压强能够逐渐缓慢上升；在约6.5 ms时隔层变形达到极限状态进而发生断裂，燃气从断裂部位迅速泄露，进而导致隔层表面压强的迅速下降，后续持续作用较低的表面压强导致断裂的轴向隔层逐渐发生反向翻转。

图8为隔层断口形貌。可见，在燃气快速充压载荷作用下隔离装置薄弱区域发生断裂，同时隔层发生反向翻转，与前文的仿真分析结果吻合较好。此外，从断口形貌微观结构可看出，断裂区域附近的材料未发生明显的塑性变形或者橡胶分子链滑移的现象，据此分析为近似的脆性断裂模式。因此，证明前文仿真分析中采用断裂失效准则的合理性。

燃气发生器快速充压试验证明，隔层可在预定的薄弱位置打开，与仿真分析结果吻合较好，但在仿真过程中，对橡胶材料本构关系进行了线性化的近似，同时对破坏模式进行了简化处理，内压载荷的加载方式等与实际情况也有一定偏差。因此，以上因素使得隔层破坏试验在时间尺度的响应与实际存在一定偏差。

4 结论

(1)通过显示动力学的方法结合脆性断裂失效模型，对隔层快速变形过程和破坏模式进行仿真研究的方法是合理可行的。

(2)双脉冲发动机软隔层的密封失效应变远小于隔层材料试件的完全断裂延伸率。

(3)隔层燃气快速充压实验表明，隔层发生近似的脆性断裂模式。

(4)隔层整个破坏过程主要分为隔离装置断裂、部分隔层翻转两个过程,整个过程软隔层依次发生了变形、褶皱失稳、失效、断裂、翻转、撕裂现象。

[1] Naumann K W, Stadler L.Double-pulse solid rocket motor technology-applications and technical solutions[R]. AIAA 2010-6754.

[2] Naumann K W, Stadler L, Trouillot P, et al. Double-pulse solid rocket technology at bayern-chemie/protac[R]. AIAA 2006-4761.

[3] Naumann K W. Solid rocket propulsion for the German HFK (Hyperschallflugkorper) hypervelocity missile program-an overview[R].AIAA 2003-4969.

[4] Naumann K W, Bouteille F, Bauer K, et al. Design and testing of the solid rocket motor hfk 2000 built for the german hfk hypervelocity missile program[R].AIAA 2005-4170.

[5] 孙超,张琳,严聪,等.双脉冲固体发动机概况[J].飞航导弹,2013(8):72-78.

[6] 刘亚冰,王长辉,刘宇,等.双脉冲固体发动机隔板预紧载荷数值分析[J].固体火箭技术,2010,33(5):573-577.

[7] 王伟,李江,王春光,等.隔舱式双脉冲发动机金属膜片的设计与试验研究[J].推进技术,2013,34(8):1115-1120.

[8] 王春光,任全彬,田维平,等.脉冲发动机中金属膜片式隔舱的动态破坏过程研究[J].固体火箭技术,2012,35(1):22-26.

[9] 刘雨,利凤祥,李越森,等.多脉冲固体火箭发动机陶瓷舱盖结构分析[J].固体火箭技术, 2008, 31(2)：179-183.

[10] 王长辉,刘宇,林振,等.脉冲发动机陶瓷隔板的设计和试验研究[J].固体火箭技术,2010,33(3):327-331.

[11] 李江,肖育民,何国强,等.双脉冲固体火箭发动机二次点火内视研究.推进技术,1998,19(3):61-64.

[12] 朱光辰,胡克娴,王春利,等.一种双脉冲发动机的技术研究[J].航空动力学报,1996,11(4):364-368.

[13] 刘亚冰,王长辉,刘宇.双脉冲发动机燃烧室局部烧蚀特性分析[J].固体火箭技术,2011,34(4):453-456.

[14] 孙娜,娄永春,孙长宏,等.某双脉冲发动机燃烧室两相流场数值分析[J].固体火箭技术,2012,35(3):335-341.

[15] 朱卫兵,张永飞,陈宏.双脉冲发动机内流场研究[J].弹箭与制导学报,2012,32(1)：114-118.

(编辑：吕耀辉)

Investigation on the reverse opening process of the soft insulator of double pulse solid rocket motor

FU Peng, SONG Xue-yu, SUN Li-qing, YAO Dong

(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，National Key Laboratory of Combustion, Flow and Thermo-structure, Xi'an 710025, China)

The soft insulator working principle of double pulse solid rocket motor was presented in this paper. The reverse opening process of the soft insulator during the secondary firing was simulated via the method of explicit dynamics, then the further investigation on the opening process of the soft insulator was performed by the gas generator and the insulator experiment. The excellent agreement between the calculated result and the experiment proves the accuracy of the models and method. The research shows that brittle fracture criterion could accurately predict the failure position and the opening pressure of the soft insulator. The soft insulator ruptures firstly around the weakness under pressure shock loading, then the under cracked insulator gradually opens reverse afterwards, and the insulator fractures severely at the port finally. The research could be used for preliminary design of the soft insulator of the rocket motor.

double pulse solid rocket motor；soft insulator；material failure；explicit dynamics

2015-09-21；

2016-03-07。

付鹏(1973—)，男，硕士，研究方向为固体火箭发动机总体设计和多脉冲固体发动机技术。E-mail:fupeng_cool@163.com

V435

A

1006-2793(2017)02-0146-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.02.003