固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)人工脫粘技術(shù)研究進(jìn)展

王學(xué)仁，王 廣，強(qiáng)洪夫，段磊光，杜 瑩

(1. 火箭軍工程大學(xué)，西安 710025；2. 中國航天科工運(yùn)載技術(shù)研究院 北京分院，北京 102308)

0 引言

人工脫粘層可看作一條宏觀裂紋，其脫粘等現(xiàn)象也屬于界面脫粘的范疇。人工脫粘又稱自由脫粘，即在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)貼壁式裝藥燃燒室的前、后封頭開口處，使其絕熱層與藥柱之間界面上人為制作一個(gè)薄弱環(huán)節(jié)(即自由伸張界面)。人工脫粘結(jié)構(gòu)的功能主要包括三方面：(1)降低貼壁發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱固化降溫時(shí)藥柱中孔和翼槽根部的應(yīng)力水平，同時(shí)可通過應(yīng)力釋放環(huán)的作用，減小界面的應(yīng)力水平；(2)釋放后封頭(或前封頭)絕熱層與藥柱由于環(huán)境、載荷等因素引起的內(nèi)應(yīng)力，使整個(gè)藥柱處于良好的受力狀態(tài)，并使絕熱層與殼體具有良好的粘接性能；(3)在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火起動(dòng)瞬變的壓強(qiáng)作用下，使前、后封頭(尤其是后封頭)的受力狀態(tài)得以改善，以減緩沖擊載荷引起的應(yīng)力，避免產(chǎn)生突然的變形沖擊，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)破壞。因此，人工脫粘結(jié)構(gòu)在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)服役和實(shí)際工作過程中的可靠性直接關(guān)系到發(fā)動(dòng)機(jī)能否可靠工作，自該技術(shù)突破以來，一直成為國內(nèi)外研究人員重點(diǎn)關(guān)注的問題。

美國等發(fā)達(dá)國家比較注重試驗(yàn)和脫粘擴(kuò)展理論等方面的研究，國內(nèi)則將重點(diǎn)放在了工藝和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究方面，并多采用“U”型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。同時(shí)，針對(duì)人工脫粘層最佳深度優(yōu)化方法，襯層、絕熱層、人工脫粘層和推進(jìn)劑多界面人工脫粘層應(yīng)力場(chǎng)分析以及固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)典型工況下人工脫粘結(jié)構(gòu)完整性分析等進(jìn)行了一系列研究。但迄今為止，國內(nèi)外關(guān)于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)人工脫粘結(jié)構(gòu)的公開研究文獻(xiàn)還不是很多，尤其是有關(guān)人工脫粘前緣處脫粘機(jī)理、試驗(yàn)方法和數(shù)值計(jì)算方法的研究更少，人工脫粘結(jié)構(gòu)的表征研究和實(shí)際工況差距還較大。

針對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)人工脫粘技術(shù)，本文分析研究其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化、結(jié)構(gòu)破壞機(jī)理、試驗(yàn)技術(shù)及數(shù)值仿真等方面的進(jìn)展情況，指出未來固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)解決人工脫粘問題的技術(shù)途徑。

1 人工脫粘結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法

國內(nèi)早在20世紀(jì)60年代就開始在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中采用人工脫粘技術(shù)，但由于當(dāng)時(shí)計(jì)算手段有限，對(duì)該結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和分析遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠。隨著技術(shù)的不斷進(jìn)步，航天工業(yè)部門不斷通過各種試驗(yàn)對(duì)人工脫粘結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的問題進(jìn)行研究和總結(jié)，并有針對(duì)性地提出一些改進(jìn)措施，其他一些科研院所的研究者也通過仿真計(jì)算提出了特定條件下人工脫粘結(jié)構(gòu)的最優(yōu)形式。1986年朱祖念、張善祁等[1]提出了一種新的人工脫粘層前緣結(jié)構(gòu)形式，并詳細(xì)討論了人工脫粘的深度選擇和前緣形狀設(shè)計(jì)等諸多問題[2-3]，認(rèn)為原設(shè)計(jì)的人工脫粘層根部前緣Y字形結(jié)構(gòu)應(yīng)力集中，容易引起破壞，而新提出的人工脫粘前緣“U”型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可降低應(yīng)力集中水平。趙曉晨[4]針對(duì)這種人工脫粘前緣“U”型結(jié)構(gòu)做了相應(yīng)的應(yīng)力計(jì)算和分析，證實(shí)了這一結(jié)論。為保證整個(gè)人工脫粘層在制作過程結(jié)構(gòu)完整，各個(gè)部件之間連接良好，徐澤明等[5]詳細(xì)論述了人工脫粘結(jié)構(gòu)的可靠制作工藝問題，以保證固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部人工脫粘層的產(chǎn)品質(zhì)量；蒙上陽等[6]基于三維線性粘彈性有限元方法，分析了溫度載荷下某星形與圓柱形組合藥型的發(fā)動(dòng)機(jī)人工脫粘層取不同深度時(shí)傘盤處的最大Von Mises應(yīng)變值，根據(jù)最小應(yīng)變確定了人工脫粘層的最佳深度。李磊等[7]基于三維粘彈性有限元分析方法，利用有限元分析軟件MSC/NASTRAN，對(duì)不同傘盤深度和人工脫粘層深度的發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱進(jìn)行了應(yīng)力-應(yīng)變分析，結(jié)果表明：傘盤深度和脫粘深度對(duì)傘盤最大Von Mises應(yīng)變有較大影響，其中傘盤深度對(duì)最大Von Mises應(yīng)變的影響規(guī)律隨脫粘深度的不同發(fā)生明顯改變。此外，朱焊等[8]通過對(duì)人工脫粘層和絕熱層所構(gòu)成的槽縫燃?xì)鉁囟葓?chǎng)與燒蝕的耦合計(jì)算，理論分析得出了人工脫粘層的燒蝕規(guī)律，解釋了在飛行過載作用下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)前封頭絕熱層燒蝕率提高的原因，并從減少輻射熱流角度，建議向材料中添加無機(jī)氧化劑，以通過降低積碳表面的碳/孔的表面積比來降低有效輻射系數(shù)，從而達(dá)到減少輻射熱流的目的，進(jìn)而提出可進(jìn)一步減少人工脫粘層的設(shè)計(jì)厚度的可能性，為今后人工脫粘層的設(shè)計(jì)提供了方法參考。

實(shí)際上，對(duì)于不同的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，人工脫粘結(jié)構(gòu)的具體形狀、尺寸和材料選擇都需要根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)行分析、選擇和設(shè)計(jì)，目前人工脫粘結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化的主要目標(biāo)還是要在確保結(jié)構(gòu)完整性和工藝過程可靠研制的條件下，通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化來減少結(jié)構(gòu)的消極質(zhì)量，目前固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)人工脫粘結(jié)構(gòu)大多采用“U”型結(jié)構(gòu)，雖可有效降低應(yīng)力集中水平，但對(duì)于未來新一代高裝填比高壓強(qiáng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，從工程化角度進(jìn)行人工脫粘局部結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)還是有進(jìn)一步的研究必要，例如，在固化降溫和彈射點(diǎn)火等序貫載荷條件下的“U”型人工脫粘結(jié)構(gòu)根部的一體化成型設(shè)計(jì)方法就具有一定的發(fā)展?jié)摿Α?/p>

2 人工脫粘結(jié)構(gòu)破壞機(jī)理

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在工作和儲(chǔ)存過程中的受力情況、環(huán)境條件、工藝水平和材料制造水平都會(huì)對(duì)人工脫粘結(jié)構(gòu)的安全造成重要影響。因此，對(duì)人工脫粘結(jié)構(gòu)的破壞機(jī)理研究非常必要。目前，國內(nèi)外在此方面的研究主要體現(xiàn)在以下三方面。

2.1 人工脫粘結(jié)構(gòu)粘接界面模型研究

針對(duì)人工脫粘結(jié)構(gòu)界面斷裂、裂紋擴(kuò)展等方面的研究在公開發(fā)表的文獻(xiàn)中并不多見，人工脫粘結(jié)構(gòu)的破壞屬于界面破壞問題，而國內(nèi)外針對(duì)界面破壞的研究的較為豐富。在界面模型方面，Williams等經(jīng)過幾十年的研究為真實(shí)的界面結(jié)合區(qū)域建立了一系列可進(jìn)行力學(xué)分析的模型。1959年，Williams提出理想界面模型[9]，首先對(duì)界面裂紋問題進(jìn)行了研究，該模型將結(jié)合材料之間的界面視為光滑表面，并假定兩結(jié)合材料參數(shù)在界面處是間斷的。Williams借助應(yīng)力函數(shù)計(jì)算發(fā)現(xiàn)，界面裂紋尖端處的應(yīng)力具有振蕩奇異性，這為此后界面裂紋問題的研究奠定了基礎(chǔ)。理想界面模型在表征實(shí)際界面時(shí)具有一定的局限性，但可用于計(jì)算裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子(Stress Intensity Factor)。Atkinson[10]提出了一種均勻界面模型，并計(jì)算了裂紋的能量釋放率和應(yīng)力強(qiáng)度因子，該模型是將兩材料的界面結(jié)合區(qū)域視為具有有限厚度的均勻?qū)訝罱Y(jié)構(gòu)，將界面裂紋問題轉(zhuǎn)化為均勻材料中的裂紋問題。Comninou[11]認(rèn)為裂紋兩尖端附近存在一個(gè)裂紋面相互接觸的區(qū)域，提出了接觸界面模型，并分析了不同加載條件下的裂紋尖端場(chǎng)。Mak等[12]通過限制雙材料沿界面的相對(duì)剪切位移，建立了無滑動(dòng)區(qū)界面模型。1988年，Delale等[13]考慮雙材料在界面處的相互擴(kuò)散和滲透，提出了非均勻界面層(即功能梯度界面層)模型，按照界面層內(nèi)所劃分層數(shù)的差異，功能梯度界面層模型可分成單層模型、互擴(kuò)散(2 層)模型和分層(多層)模型[14]。該模型采用很薄的功能梯度材料表示界面粘接區(qū)域，并假設(shè)界面兩側(cè)材料屬性(包括彈性模量和泊松比)在界面層內(nèi)按照特定的函數(shù)形式連續(xù)過渡。Li等[15]在此基礎(chǔ)上，提出了互擴(kuò)散界面層模型。吳豐軍等[16-17]用納米壓痕儀觀測(cè)到NEPE 推進(jìn)劑/襯層粘接界面力學(xué)性能呈梯度變化的層狀結(jié)構(gòu)，為界面層模型在推進(jìn)劑/襯層粘接界面中的應(yīng)用提供了實(shí)驗(yàn)依據(jù)，邸克等[18-19]建立了固體推進(jìn)劑/襯層界面脫粘裂紋的三區(qū)域界面層模型，并進(jìn)行了相應(yīng)的有限元分析。在上述幾種界面模型中，功能梯度界面模型考慮了界面兩側(cè)材料的擴(kuò)散和滲透效應(yīng)，并具有一定的實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)。因此，在表征界面力學(xué)行為和計(jì)算斷裂參量方面適應(yīng)工程研究的需要，對(duì)研究人工脫粘結(jié)構(gòu)破壞機(jī)理具有重要借鑒意義。

2.2 人工脫粘結(jié)構(gòu)粘接結(jié)構(gòu)裂紋開裂準(zhǔn)則研究

在粘結(jié)界面脫粘的擴(kuò)展準(zhǔn)則方面，多以粘結(jié)界面能量釋放率作為主要參數(shù)[20-21]，即當(dāng)粘結(jié)界面脫粘滿足開裂判據(jù)時(shí)開始擴(kuò)展，并沿著界面能量釋放最多的方向發(fā)生，這是復(fù)合型裂紋擴(kuò)展判據(jù)中物理意義最為明顯，提法也較合理的一種。該判據(jù)與最大周向應(yīng)力理論等價(jià)，即裂紋將在原裂尖處沿著周向應(yīng)力最大的方向擴(kuò)展，依此計(jì)算擴(kuò)展角θc的大小為式(1)，可直接使用上述判據(jù)分析人工脫粘層的裂紋擴(kuò)展情況。

(-π<θc<π)

(1)

2.3 人工脫粘結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展規(guī)律研究

在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火沖擊、推進(jìn)劑異常燃燒及殼體變形會(huì)引起推進(jìn)劑/絕熱層界面脫粘擴(kuò)展和推進(jìn)劑燃燒轉(zhuǎn)爆轟問題。其中，Liu C T[22]、Wu S R[23]和Lu等[24]等學(xué)者對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥脫粘槽穴內(nèi)的對(duì)流燃燒和脫粘擴(kuò)展進(jìn)行了理論和實(shí)驗(yàn)研究，認(rèn)為脫粘擴(kuò)展主要取決于增壓梯度和脫粘邊界的約束條件，為較好地開展發(fā)動(dòng)機(jī)試車事故分析、裝藥判廢和含脫粘缺陷發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)彈道性能預(yù)示提供了強(qiáng)有力的分析手段。Eugene等[25]則認(rèn)為，脫粘腔內(nèi)壓強(qiáng)升高的主要原因是氣體可壓縮性。Huang等[26]認(rèn)為，殼體膨脹也是脫粘擴(kuò)展的一個(gè)主要因素，而脫粘尖端局部應(yīng)力、應(yīng)變是加速脫粘界面擴(kuò)展的本質(zhì)原因。何國強(qiáng)等[27]研制了一套能模擬固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火增壓環(huán)境的試驗(yàn)系統(tǒng)，開展了推進(jìn)劑/絕熱層界面脫粘擴(kuò)展及脫粘槽內(nèi)推進(jìn)劑異常燃燒的實(shí)驗(yàn)研究，在一定的試件粘結(jié)工藝下，提出了發(fā)動(dòng)機(jī)工作起動(dòng)時(shí)所能承受的點(diǎn)火壓強(qiáng)梯度極限，提出了脫粘裂縫在沖擊載荷作用下存在的3種擴(kuò)展模式，為有效控制裂紋擴(kuò)展誘導(dǎo)因素，提高發(fā)動(dòng)機(jī)工作可靠性提供實(shí)驗(yàn)依據(jù)。

總體來說，引起人工脫粘結(jié)構(gòu)破壞的機(jī)理比較復(fù)雜，點(diǎn)火建壓時(shí)的壓力突然升高，高工作壓強(qiáng)，復(fù)合材料殼體局部大變形引起人工脫粘結(jié)構(gòu)前緣應(yīng)力增大，以及飛行過載、振動(dòng)、固化降溫等因素都會(huì)引起人工脫粘結(jié)構(gòu)的破壞，雖然目前在工程上已經(jīng)較好地解決了此類問題，但究竟是那種因素引起人工脫粘結(jié)構(gòu)的破壞目前還沒有定論，對(duì)于未來新一代大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其高裝填比結(jié)構(gòu)和高壓強(qiáng)的工作狀況會(huì)導(dǎo)致人工脫粘結(jié)構(gòu)承受的載荷變大，人工脫粘前緣容易出現(xiàn)應(yīng)力集中，并導(dǎo)致出現(xiàn)裂紋，嚴(yán)重影響固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性，下一步非常有必要對(duì)快速?zèng)_擊條件下的人工脫粘結(jié)構(gòu)開展完整性分析和評(píng)估技術(shù)研究。

3 人工脫粘結(jié)構(gòu)實(shí)驗(yàn)技術(shù)機(jī)理

在獲取人工脫粘部位物理參數(shù)的前提下，需重點(diǎn)研究該部位是否會(huì)發(fā)生脫粘。國外在這方面很早就已經(jīng)著手研究，并取得了較好的成果。20世紀(jì)70年代末，美國研究部門就根據(jù)空軍火箭推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室合同F(xiàn)04611-78-C0061，對(duì)空中發(fā)射的高性能戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈進(jìn)行了人工脫粘的拉伸強(qiáng)度及絕熱層/包覆層/推進(jìn)劑系統(tǒng)之間的模擬人工脫粘端面強(qiáng)度進(jìn)行了測(cè)量。在模擬試驗(yàn)件方面，美國聚硫橡膠公司針對(duì)粘結(jié)界面給出了“錐臺(tái)”形結(jié)構(gòu)模擬件(見圖1)，通過拉伸、剪切、拉剪耦合試驗(yàn)，用來研究粘接界面失效時(shí)的初始應(yīng)力情況，“錐臺(tái)”形試件的軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)形式給分析帶來方便。

在人工脫粘結(jié)構(gòu)斷裂特性實(shí)驗(yàn)研究方面，國內(nèi)有研究組采用了圖2所示的圓周型試件，力求模擬全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)人工脫粘層前緣的成型工藝，最終通過研究獲得了粘接強(qiáng)度隨老化時(shí)間(年)等的變化規(guī)律。

工業(yè)部門目前多采用常見的矩形試件對(duì)人工脫粘結(jié)構(gòu)及工藝的改進(jìn)進(jìn)行對(duì)比性驗(yàn)證，但整體而言，人工脫粘結(jié)構(gòu)的表征研究和實(shí)際工況差距還較大，相關(guān)模擬表征技術(shù)還亟待發(fā)展。

圖1 錐臺(tái)形模擬件

圖2 處于拉伸初始狀態(tài)的圓周型試件

4 人工脫粘結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真計(jì)算

4.1 人工脫粘結(jié)構(gòu)仿真計(jì)算方法研究

在人工脫粘結(jié)構(gòu)仿真計(jì)算方面，史宏斌等開展了大量研究工作。針對(duì)用零作為滑動(dòng)邊界點(diǎn)的法向位移指定值不夠合理的問題，史宏斌等[28]采用了混合標(biāo)架法處理藥柱尾部人工脫粘滑動(dòng)邊界條件及對(duì)總剛方程進(jìn)行對(duì)稱處理求解的方法，并對(duì)某藥柱模型進(jìn)行了軸向加速度載荷作用下的應(yīng)力分析，研究表明，采用該方法獲得的計(jì)算結(jié)果更接近于真實(shí)情況。針對(duì)人工脫粘結(jié)構(gòu)多材料特性，史宏斌等[1]采用網(wǎng)格自動(dòng)生成技術(shù)，給出了考慮多種材料結(jié)構(gòu)的人工脫粘層前緣附近推進(jìn)劑/襯層界面較為合理的疏密平滑過渡的計(jì)算網(wǎng)格，對(duì)整個(gè)藥柱尤其是對(duì)頭部人工脫粘前緣附近進(jìn)行了詳細(xì)的有限元計(jì)算，得出了與實(shí)際情況接近的有限元計(jì)算模型的應(yīng)力、應(yīng)變場(chǎng)。在考慮人工脫粘結(jié)構(gòu)多材料特性的基礎(chǔ)上，史宏斌等[29]進(jìn)一步分析了不同位置內(nèi)聚空洞缺陷對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)完整性的影響，并采用二次有限元技術(shù)，對(duì)含缺陷藥柱的人工脫粘前緣進(jìn)行了固化降溫和軸向過載兩種工況下的應(yīng)力分析，考察了4種結(jié)構(gòu)模型，其中3種為含缺陷結(jié)構(gòu)。針對(duì)藥柱結(jié)構(gòu)完整性分析的仿真計(jì)算，一般多采用準(zhǔn)靜態(tài)計(jì)算模式，且不考慮人工脫粘層之間的接觸效應(yīng)問題。岳健等[30]開展了考慮人工脫粘層接觸效應(yīng)的藥柱粘彈性分析，結(jié)果表明：考慮人工脫粘層接觸效應(yīng)的藥柱 Von Mises 應(yīng)力/應(yīng)變結(jié)果要比忽略接觸效應(yīng)的結(jié)果偏大；采用動(dòng)態(tài)模式對(duì)藥柱結(jié)構(gòu)完整性進(jìn)行仿真比采用準(zhǔn)靜態(tài)的計(jì)算模式所得到的結(jié)果偏大；采用動(dòng)態(tài)模式對(duì)接觸效應(yīng)進(jìn)行仿真的計(jì)算結(jié)果更合理。徐瑞強(qiáng)等[31]對(duì)固化降溫過程中固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部人工脫粘前緣部位進(jìn)行了應(yīng)力應(yīng)變分析，與線性分析相比，考慮邊界非線性使得人工脫粘層前緣部位應(yīng)力應(yīng)變的數(shù)值模擬更加接近真實(shí)水平，可更準(zhǔn)確地進(jìn)行前緣部位的脫粘應(yīng)力場(chǎng)分析。張曉宏等[32]針對(duì)某翼柱型固體裝藥結(jié)構(gòu)，探討了人工脫粘層前緣的應(yīng)力水平及工程上界面脫粘的快速近似計(jì)算方法，在三維線性粘彈性理論和邊界非線性理論基礎(chǔ)上，基于接觸算法模擬了人工脫粘層的邊界條件，研究了固化降溫過程含人工脫粘層固體裝藥結(jié)構(gòu)的變形特征和應(yīng)變場(chǎng)，并與無人工脫粘層的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，結(jié)果表明，人工脫粘層可顯著地改善固體裝藥結(jié)構(gòu)端部的應(yīng)變水平。

4.2 發(fā)動(dòng)機(jī)典型工況下人工脫粘結(jié)構(gòu)完整性分析研究

目前，針對(duì)人工脫粘結(jié)構(gòu)完整性分析的關(guān)注點(diǎn)主要在于貯存過程和點(diǎn)火建壓過程。在點(diǎn)火建壓過程人工脫粘結(jié)構(gòu)完整性的研究方面，西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室做了大量的工作。孫得川等[33]不僅針對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)前封頭人工脫粘縫隙，設(shè)計(jì)了二維實(shí)驗(yàn)裝置，用來模擬發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過程中前封頭人工脫粘位置受到點(diǎn)火沖擊后的應(yīng)力-應(yīng)變情況，而且采用流固耦合的數(shù)值模擬方法[34]，對(duì)比計(jì)算了實(shí)驗(yàn)工況，人工脫粘根部的應(yīng)力-應(yīng)變計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)吻合很好。同時(shí)研究發(fā)現(xiàn)，點(diǎn)火初期發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部出現(xiàn)的激波對(duì)人工脫粘縫隙的沖擊會(huì)引起裝藥明顯變形，但不會(huì)使縫隙增大。人工脫粘的裝藥表面應(yīng)力與燃燒室壓強(qiáng)基本一致，在尖端出現(xiàn)應(yīng)力集中，且對(duì)于固定形式的人工脫粘，其增大幅值基本固定，與燃燒室壓強(qiáng)無關(guān)。人工脫粘向殼體圓柱段的延伸，可能會(huì)減小應(yīng)力集中的幅值。人工脫粘的縫隙寬度對(duì)脫粘部位的影響很小。此外，在人工脫粘結(jié)構(gòu)對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱應(yīng)力應(yīng)變影響方面，楊月誠等[35]采用有限元法，對(duì)含人工脫粘層的某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱進(jìn)行了線粘彈性分析，研究了在工作內(nèi)壓載荷下人工脫粘層和材料泊松比對(duì)藥柱應(yīng)力應(yīng)變的影響。分析結(jié)果表明，增加人工脫粘層面積可導(dǎo)致藥柱頭部應(yīng)力增大，增加泊松比也會(huì)加大藥柱應(yīng)力。

整體而言，在人工脫粘結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真計(jì)算方面，國內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)開展了比較系統(tǒng)的研究，在工程上的應(yīng)用也趨于成熟，目前的技術(shù)難點(diǎn)是在確保人工脫粘結(jié)構(gòu)安全可靠的前提下，對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化，盡可能減輕消極質(zhì)量。

5 結(jié)束語

目前，人工脫粘技術(shù)在大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用已基本成熟，但隨著新一代高壓強(qiáng)大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)直徑和長(zhǎng)度的增大以及工作壓強(qiáng)的提高，人工脫粘結(jié)構(gòu)完整性的問題也愈加突出。特別是對(duì)于長(zhǎng)期貯存的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，人工脫粘層能否在固化降溫、運(yùn)輸?shù)纫幌盗行蜇炤d荷下抵抗彈射點(diǎn)火階段的應(yīng)力和應(yīng)變等情形還是一個(gè)比較復(fù)雜的問題。從當(dāng)前的技術(shù)發(fā)展來看，綜合人工脫粘結(jié)構(gòu)模擬表征、宏細(xì)觀失效機(jī)理、數(shù)值模擬、失效準(zhǔn)則、結(jié)構(gòu)完整性分析與多因素優(yōu)化設(shè)計(jì)以及全尺寸試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)，是新一代高壓強(qiáng)大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)解決人工脫粘問題的發(fā)展途徑。