低温冲击载荷下下发动机推进剂装药力学响应分析

彭超

摘要：运用线性粘弹性理论和有限元方法，对星形装药发动机进行低温冲击数值仿真。分析了推进剂应力应变场的分布规律，研究了长径比对装药力学响应的影响。结果表明，数值仿真结果与试验结果相符，装药危险点在推进剂两端与绝热层粘结处和装药内孔中间部位星尖圆弧处，危险点处的应力应变随长径比的增大而增大。

关键词：温度冲击；固体火箭发动机；推进剂装药；应力应变

1引言

本文运用线性粘弹性理论，采用ABAQUS通用有限元软件建立了星形装药固体火箭发动机三维有限元模型，对贴壁浇注固体火箭发动机在温度冲击条件下的力学响应进行了数值模拟，分析了推进剂应力应变场的分布规律，研究了长径比和星尖圆弧半径r对装药力学响应的影响，并将数值仿真结果与实验结果进行了对比验证。

2发动机有限元模型的建立

2.1发动机有限元模型

发动机长径比取L/D=1，建立发动机的1/10三维有限元模型，推进剂和绝热层采用C3D8HT单元，发动机壳体采用C3D8RT单元。由于在过度圆弧处容易出现应力应变集中，在划分单元时对星尖圆弧和星根圆弧处进行加密处理。如图1所示。

2.2材料属性

固体火箭发动机壳体采用钢结构，药柱为HTPB复合推进剂，绝热层视为粘弹性材料，除密度、导热系数和比热外，其他物性参数与推进剂装药相同。材料具体参数见文献。

2.3边界条件

壳体与绝热层，绝热层与推进剂装药分别相互粘结，对称约束施加于发动机模型的对称面上。

3温度载荷加载及结果分析

3.1温度冲击载荷

温度冲击前，固体火箭发动机置于15℃均匀温度场中。调温阶段，发动机周围的环境温度在120分钟内由原来的15℃升高至50℃，并在该温度下保持40个小时；紧接着进行低温冲击，环境温度在5分钟之内迅速地降低至-40℃，并保持40个小时。

3.2计算结果及分析

温度冲击过程中，温度的不均匀分布，直接导致装药内部热应力与热应变的产生。高温冲击的温度接近于推进剂装药的零应力温度，装药在高温冲击下的应力应变都要比低温冲击时小很多。在分析推进剂应力应变分布时，应该重点关注低温冲击时的应力应变响应。

星形装药在低温冲击不同时刻的Mises应力分布云图如图2所示。在低温冲击过程中，推进剂与绝热层粘结面处出现应力集中现象。虽然图中可以看出低温冲击40小时后的最大Mises应力不是发生在粘结面处，但是粘结面处如果出现过大应力，容易导致脱粘，因此对粘结面处的应力集中仍然需要足够的重视。

星形装药在低温冲击不同时刻的环向应变分布云图如图3所示。由图容易看出，低温冲击过程中，在推进剂装药内孔中间部位星尖圆弧处出现较大的应变集中，即最大环向应变总是处于内孔中间星尖圆弧处。如果此处环向应变过大，容易导致装药内部产生裂纹，从而破坏发动机的完整性和工作可靠性。

4试验验证

星根圆弧处的轴向位移仿真结果与温度冲击试验测量结果对比如表1所示。

由表3还可以看出，低温冲击下装药位移与试验位移测量结果相对误差均在10%以内，由此可以推断，用线性粘弹性模型对星形HTPB复合推进剂装药在温度冲击下的力学响应进行数值仿真是可行的，仿真结果与试验测量结果相符。

5长径比对装药力学响应的影响

为了研究长径比L/D对星形装药力学响应的影响，分别对长径比L/D=1、2、3、4和5的星形装药发动机进行温度冲击数值仿真。最大Mises应力和最大环向应变随长径比UD变化曲线分别如图4和图5所示。

由图4可以看出当长径比L/D≤3时，最大Mises应力随着长径比的增大而显著增大，增但是增大幅度逐渐减小；当L/D>3时，最大Mises应力基本不变。长径比从1增大到5时，最大Mises应力增大约12.9%。由图5可以看出，长径比对最大环向应变影响较大。在长径比不断增大的过程中，最大环向应变随之增大，但增大幅度逐渐减小。长径比从1增大到5时，最大环向应变增大了约4%。可见，长径比是影响星形装药应力应变分布的重要因素，合理设计发动机长径比有助于减小出现脱粘和裂纹的风险。

6結论

经过对贴壁浇注固体火箭发动机在温度冲击载荷条件下力学响应研究，获得如下结论：

（1）数值仿真的结果与温度冲击试验结果相符；

（2）星形装药在低温冲击条件下的危险点在推进剂两端与绝热层粘结