王学仁，王 广，强洪夫，段磊光，杜 莹

(1. 火箭军工程大学，西安 710025；2. 中国航天科工运载技术研究院 北京分院，北京 102308)

0 引言

人工脱粘层可看作一条宏观裂纹，其脱粘等现象也属于界面脱粘的范畴。人工脱粘又称自由脱粘，即在固体火箭发动机贴壁式装药燃烧室的前、后封头开口处，使其绝热层与药柱之间界面上人为制作一个薄弱环节(即自由伸张界面)。人工脱粘结构的功能主要包括三方面：(1)降低贴壁发动机药柱固化降温时药柱中孔和翼槽根部的应力水平，同时可通过应力释放环的作用，减小界面的应力水平；(2)释放后封头(或前封头)绝热层与药柱由于环境、载荷等因素引起的内应力，使整个药柱处于良好的受力状态，并使绝热层与壳体具有良好的粘接性能；(3)在固体火箭发动机点火起动瞬变的压强作用下，使前、后封头(尤其是后封头)的受力状态得以改善，以减缓冲击载荷引起的应力，避免产生突然的变形冲击，导致发动机结构破坏。因此，人工脱粘结构在固体火箭发动机服役和实际工作过程中的可靠性直接关系到发动机能否可靠工作，自该技术突破以来，一直成为国内外研究人员重点关注的问题。

美国等发达国家比较注重试验和脱粘扩展理论等方面的研究，国内则将重点放在了工艺和结构优化设计研究方面，并多采用“U”型结构设计。同时，针对人工脱粘层最佳深度优化方法，衬层、绝热层、人工脱粘层和推进剂多界面人工脱粘层应力场分析以及固体火箭发动机典型工况下人工脱粘结构完整性分析等进行了一系列研究。但迄今为止，国内外关于固体火箭发动机人工脱粘结构的公开研究文献还不是很多，尤其是有关人工脱粘前缘处脱粘机理、试验方法和数值计算方法的研究更少，人工脱粘结构的表征研究和实际工况差距还较大。

针对固体火箭发动机人工脱粘技术，本文分析研究其结构设计与优化、结构破坏机理、试验技术及数值仿真等方面的进展情况，指出未来固体火箭发动机解决人工脱粘问题的技术途径。

1 人工脱粘结构设计与优化方法

国内早在20世纪60年代就开始在固体火箭发动机中采用人工脱粘技术，但由于当时计算手段有限，对该结构的优化设计和分析远远不够。随着技术的不断进步，航天工业部门不断通过各种试验对人工脱粘结构出现的问题进行研究和总结，并有针对性地提出一些改进措施，其他一些科研院所的研究者也通过仿真计算提出了特定条件下人工脱粘结构的最优形式。1986年朱祖念、张善祁等[1]提出了一种新的人工脱粘层前缘结构形式，并详细讨论了人工脱粘的深度选择和前缘形状设计等诸多问题[2-3]，认为原设计的人工脱粘层根部前缘Y字形结构应力集中，容易引起破坏，而新提出的人工脱粘前缘“U”型结构设计可降低应力集中水平。赵晓晨[4]针对这种人工脱粘前缘“U”型结构做了相应的应力计算和分析，证实了这一结论。为保证整个人工脱粘层在制作过程结构完整，各个部件之间连接良好，徐泽明等[5]详细论述了人工脱粘结构的可靠制作工艺问题，以保证固体火箭发动机头部人工脱粘层的产品质量；蒙上阳等[6]基于三维线性粘弹性有限元方法，分析了温度载荷下某星形与圆柱形组合药型的发动机人工脱粘层取不同深度时伞盘处的最大Von Mises应变值，根据最小应变确定了人工脱粘层的最佳深度。李磊等[7]基于三维粘弹性有限元分析方法，利用有限元分析软件MSC/NASTRAN，对不同伞盘深度和人工脱粘层深度的发动机药柱进行了应力-应变分析，结果表明：伞盘深度和脱粘深度对伞盘最大Von Mises应变有较大影响，其中伞盘深度对最大Von Mises应变的影响规律随脱粘深度的不同发生明显改变。此外，朱焊等[8]通过对人工脱粘层和绝热层所构成的槽缝燃气温度场与烧蚀的耦合计算，理论分析得出了人工脱粘层的烧蚀规律，解释了在飞行过载作用下固体火箭发动机前封头绝热层烧蚀率提高的原因，并从减少辐射热流角度，建议向材料中添加无机氧化剂，以通过降低积碳表面的碳/孔的表面积比来降低有效辐射系数，从而达到减少辐射热流的目的，进而提出可进一步减少人工脱粘层的设计厚度的可能性，为今后人工脱粘层的设计提供了方法参考。

实际上，对于不同的固体火箭发动机，人工脱粘结构的具体形状、尺寸和材料选择都需要根据实际情况进行分析、选择和设计，目前人工脱粘结构设计与优化的主要目标还是要在确保结构完整性和工艺过程可靠研制的条件下，通过结构优化来减少结构的消极质量，目前固体火箭发动机人工脱粘结构大多采用“U”型结构，虽可有效降低应力集中水平，但对于未来新一代高装填比高压强固体火箭发动机，从工程化角度进行人工脱粘局部结构的优化设计还是有进一步的研究必要，例如，在固化降温和弹射点火等序贯载荷条件下的“U”型人工脱粘结构根部的一体化成型设计方法就具有一定的发展潜力。

2 人工脱粘结构破坏机理

固体火箭发动机在工作和储存过程中的受力情况、环境条件、工艺水平和材料制造水平都会对人工脱粘结构的安全造成重要影响。因此，对人工脱粘结构的破坏机理研究非常必要。目前，国内外在此方面的研究主要体现在以下三方面。

2.1 人工脱粘结构粘接界面模型研究

针对人工脱粘结构界面断裂、裂纹扩展等方面的研究在公开发表的文献中并不多见，人工脱粘结构的破坏属于界面破坏问题，而国内外针对界面破坏的研究的较为丰富。在界面模型方面，Williams等经过几十年的研究为真实的界面结合区域建立了一系列可进行力学分析的模型。1959年，Williams提出理想界面模型[9]，首先对界面裂纹问题进行了研究，该模型将结合材料之间的界面视为光滑表面，并假定两结合材料参数在界面处是间断的。Williams借助应力函数计算发现，界面裂纹尖端处的应力具有振荡奇异性，这为此后界面裂纹问题的研究奠定了基础。理想界面模型在表征实际界面时具有一定的局限性，但可用于计算裂纹应力强度因子(Stress Intensity Factor)。Atkinson[10]提出了一种均匀界面模型，并计算了裂纹的能量释放率和应力强度因子，该模型是将两材料的界面结合区域视为具有有限厚度的均匀层状结构，将界面裂纹问题转化为均匀材料中的裂纹问题。Comninou[11]认为裂纹两尖端附近存在一个裂纹面相互接触的区域，提出了接触界面模型，并分析了不同加载条件下的裂纹尖端场。Mak等[12]通过限制双材料沿界面的相对剪切位移，建立了无滑动区界面模型。1988年，Delale等[13]考虑双材料在界面处的相互扩散和渗透，提出了非均匀界面层(即功能梯度界面层)模型，按照界面层内所划分层数的差异，功能梯度界面层模型可分成单层模型、互扩散(2 层)模型和分层(多层)模型[14]。该模型采用很薄的功能梯度材料表示界面粘接区域，并假设界面两侧材料属性(包括弹性模量和泊松比)在界面层内按照特定的函数形式连续过渡。Li等[15]在此基础上，提出了互扩散界面层模型。吴丰军等[16-17]用纳米压痕仪观测到NEPE 推进剂/衬层粘接界面力学性能呈梯度变化的层状结构，为界面层模型在推进剂/衬层粘接界面中的应用提供了实验依据，邸克等[18-19]建立了固体推进剂/衬层界面脱粘裂纹的三区域界面层模型，并进行了相应的有限元分析。在上述几种界面模型中，功能梯度界面模型考虑了界面两侧材料的扩散和渗透效应，并具有一定的实验基础。因此，在表征界面力学行为和计算断裂参量方面适应工程研究的需要，对研究人工脱粘结构破坏机理具有重要借鉴意义。

2.2 人工脱粘结构粘接结构裂纹开裂准则研究

在粘结界面脱粘的扩展准则方面，多以粘结界面能量释放率作为主要参数[20-21]，即当粘结界面脱粘满足开裂判据时开始扩展，并沿着界面能量释放最多的方向发生，这是复合型裂纹扩展判据中物理意义最为明显，提法也较合理的一种。该判据与最大周向应力理论等价，即裂纹将在原裂尖处沿着周向应力最大的方向扩展，依此计算扩展角θc的大小为式(1)，可直接使用上述判据分析人工脱粘层的裂纹扩展情况。

(-π<θc<π)

(1)

2.3 人工脱粘结构裂纹扩展规律研究

在固体火箭发动机研制中，发动机点火冲击、推进剂异常燃烧及壳体变形会引起推进剂/绝热层界面脱粘扩展和推进剂燃烧转爆轰问题。其中，Liu C T[22]、Wu S R[23]和Lu等[24]等学者对固体火箭发动机装药脱粘槽穴内的对流燃烧和脱粘扩展进行了理论和实验研究，认为脱粘扩展主要取决于增压梯度和脱粘边界的约束条件，为较好地开展发动机试车事故分析、装药判废和含脱粘缺陷发动机的内弹道性能预示提供了强有力的分析手段。Eugene等[25]则认为，脱粘腔内压强升高的主要原因是气体可压缩性。Huang等[26]认为，壳体膨胀也是脱粘扩展的一个主要因素，而脱粘尖端局部应力、应变是加速脱粘界面扩展的本质原因。何国强等[27]研制了一套能模拟固体火箭发动机点火增压环境的试验系统，开展了推进剂/绝热层界面脱粘扩展及脱粘槽内推进剂异常燃烧的实验研究，在一定的试件粘结工艺下，提出了发动机工作起动时所能承受的点火压强梯度极限，提出了脱粘裂缝在冲击载荷作用下存在的3种扩展模式，为有效控制裂纹扩展诱导因素，提高发动机工作可靠性提供实验依据。

总体来说，引起人工脱粘结构破坏的机理比较复杂，点火建压时的压力突然升高，高工作压强，复合材料壳体局部大变形引起人工脱粘结构前缘应力增大，以及飞行过载、振动、固化降温等因素都会引起人工脱粘结构的破坏，虽然目前在工程上已经较好地解决了此类问题，但究竟是那种因素引起人工脱粘结构的破坏目前还没有定论，对于未来新一代大型固体火箭发动机，其高装填比结构和高压强的工作状况会导致人工脱粘结构承受的载荷变大，人工脱粘前缘容易出现应力集中，并导致出现裂纹，严重影响固体火箭发动机的可靠性，下一步非常有必要对快速冲击条件下的人工脱粘结构开展完整性分析和评估技术研究。

3 人工脱粘结构实验技术机理

在获取人工脱粘部位物理参数的前提下，需重点研究该部位是否会发生脱粘。国外在这方面很早就已经着手研究，并取得了较好的成果。20世纪70年代末，美国研究部门就根据空军火箭推进实验室合同F04611-78-C0061，对空中发射的高性能战术导弹进行了人工脱粘的拉伸强度及绝热层/包覆层/推进剂系统之间的模拟人工脱粘端面强度进行了测量。在模拟试验件方面，美国聚硫橡胶公司针对粘结界面给出了“锥台”形结构模拟件(见图1)，通过拉伸、剪切、拉剪耦合试验，用来研究粘接界面失效时的初始应力情况，“锥台”形试件的轴对称结构形式给分析带来方便。

在人工脱粘结构断裂特性实验研究方面，国内有研究组采用了图2所示的圆周型试件，力求模拟全尺寸发动机人工脱粘层前缘的成型工艺，最终通过研究获得了粘接强度随老化时间(年)等的变化规律。

工业部门目前多采用常见的矩形试件对人工脱粘结构及工艺的改进进行对比性验证，但整体而言，人工脱粘结构的表征研究和实际工况差距还较大，相关模拟表征技术还亟待发展。

图1 锥台形模拟件

图2 处于拉伸初始状态的圆周型试件

4 人工脱粘结构数值仿真计算

4.1 人工脱粘结构仿真计算方法研究

在人工脱粘结构仿真计算方面，史宏斌等开展了大量研究工作。针对用零作为滑动边界点的法向位移指定值不够合理的问题，史宏斌等[28]采用了混合标架法处理药柱尾部人工脱粘滑动边界条件及对总刚方程进行对称处理求解的方法，并对某药柱模型进行了轴向加速度载荷作用下的应力分析，研究表明，采用该方法获得的计算结果更接近于真实情况。针对人工脱粘结构多材料特性，史宏斌等[1]采用网格自动生成技术，给出了考虑多种材料结构的人工脱粘层前缘附近推进剂/衬层界面较为合理的疏密平滑过渡的计算网格，对整个药柱尤其是对头部人工脱粘前缘附近进行了详细的有限元计算，得出了与实际情况接近的有限元计算模型的应力、应变场。在考虑人工脱粘结构多材料特性的基础上，史宏斌等[29]进一步分析了不同位置内聚空洞缺陷对发动机药柱结构完整性的影响，并采用二次有限元技术，对含缺陷药柱的人工脱粘前缘进行了固化降温和轴向过载两种工况下的应力分析，考察了4种结构模型，其中3种为含缺陷结构。针对药柱结构完整性分析的仿真计算，一般多采用准静态计算模式，且不考虑人工脱粘层之间的接触效应问题。岳健等[30]开展了考虑人工脱粘层接触效应的药柱粘弹性分析，结果表明：考虑人工脱粘层接触效应的药柱 Von Mises 应力/应变结果要比忽略接触效应的结果偏大；采用动态模式对药柱结构完整性进行仿真比采用准静态的计算模式所得到的结果偏大；采用动态模式对接触效应进行仿真的计算结果更合理。徐瑞强等[31]对固化降温过程中固体火箭发动机头部人工脱粘前缘部位进行了应力应变分析，与线性分析相比，考虑边界非线性使得人工脱粘层前缘部位应力应变的数值模拟更加接近真实水平，可更准确地进行前缘部位的脱粘应力场分析。张晓宏等[32]针对某翼柱型固体装药结构，探讨了人工脱粘层前缘的应力水平及工程上界面脱粘的快速近似计算方法，在三维线性粘弹性理论和边界非线性理论基础上，基于接触算法模拟了人工脱粘层的边界条件，研究了固化降温过程含人工脱粘层固体装药结构的变形特征和应变场，并与无人工脱粘层的计算结果进行了对比，结果表明，人工脱粘层可显著地改善固体装药结构端部的应变水平。

4.2 发动机典型工况下人工脱粘结构完整性分析研究

目前，针对人工脱粘结构完整性分析的关注点主要在于贮存过程和点火建压过程。在点火建压过程人工脱粘结构完整性的研究方面，西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室做了大量的工作。孙得川等[33]不仅针对固体火箭发动机前封头人工脱粘缝隙，设计了二维实验装置，用来模拟发动机点火过程中前封头人工脱粘位置受到点火冲击后的应力-应变情况，而且采用流固耦合的数值模拟方法[34]，对比计算了实验工况，人工脱粘根部的应力-应变计算结果与实验吻合很好。同时研究发现，点火初期发动机内部出现的激波对人工脱粘缝隙的冲击会引起装药明显变形，但不会使缝隙增大。人工脱粘的装药表面应力与燃烧室压强基本一致，在尖端出现应力集中，且对于固定形式的人工脱粘，其增大幅值基本固定，与燃烧室压强无关。人工脱粘向壳体圆柱段的延伸，可能会减小应力集中的幅值。人工脱粘的缝隙宽度对脱粘部位的影响很小。此外，在人工脱粘结构对固体火箭发动机药柱应力应变影响方面，杨月诚等[35]采用有限元法，对含人工脱粘层的某固体火箭发动机药柱进行了线粘弹性分析，研究了在工作内压载荷下人工脱粘层和材料泊松比对药柱应力应变的影响。分析结果表明，增加人工脱粘层面积可导致药柱头部应力增大，增加泊松比也会加大药柱应力。

整体而言，在人工脱粘结构数值仿真计算方面，国内外学者已经开展了比较系统的研究，在工程上的应用也趋于成熟，目前的技术难点是在确保人工脱粘结构安全可靠的前提下，对结构进行优化，尽可能减轻消极质量。

5 结束语

目前，人工脱粘技术在大型固体火箭发动机中的应用已基本成熟，但随着新一代高压强大型固体火箭发动机的研制，随着发动机直径和长度的增大以及工作压强的提高，人工脱粘结构完整性的问题也愈加突出。特别是对于长期贮存的固体火箭发动机，人工脱粘层能否在固化降温、运输等一系列序贯载荷下抵抗弹射点火阶段的应力和应变等情形还是一个比较复杂的问题。从当前的技术发展来看，综合人工脱粘结构模拟表征、宏细观失效机理、数值模拟、失效准则、结构完整性分析与多因素优化设计以及全尺寸试验验证技术，是新一代高压强大型固体火箭发动机解决人工脱粘问题的发展途径。