固體火箭發(fā)動機HTPB推進劑力學(xué)性能老化研究

（海軍航空工程學(xué)院接改裝訓(xùn)練大隊，山東煙臺264001）

某型固體火箭發(fā)動機的藥柱采用高燃速端羥基聚丁二烯（HTPB）復(fù)合推進劑貼壁澆注而成，在發(fā)動機長期的貯存過程中，推進劑中高分子化合物會發(fā)生降解、氧化和斷鏈等化學(xué)變化，這些變化都會影響推進劑的力學(xué)性能[1-3]，從而影響發(fā)動機的工作性能和使用壽命。因此，全面了解HTPB 復(fù)合推進劑在常溫下不同貯存期的力學(xué)性能，為預(yù)測該發(fā)動機的使用壽命，提供可靠的實驗數(shù)據(jù)。

研究發(fā)動機全壽命期內(nèi)的推進劑性能需要采集大量的樣本，并且采樣周期長達十幾年。為了縮短采樣周期，國內(nèi)外采用高溫加速老化實驗預(yù)估推進劑的貯存壽命[4-7]，但加速老化實驗的環(huán)境條件畢竟不同于發(fā)動機自然貯存條件，因而其預(yù)估結(jié)果一直受到懷疑。文中選擇自然條件下貯存2 a、5 a、8 a和10 a這4個時間點的發(fā)動機推進劑作為研究樣本，通過拉伸應(yīng)力松弛實驗和3點彎曲斷裂實驗來研究不同貯存期的發(fā)動機推進劑力學(xué)性能變化趨勢。

1 HTPB推進劑的拉伸力學(xué)性能

1.1 試驗?zāi)康?/h3>

按照GJB 770A-1997[8]測量推進劑試件在各時刻下的平均拉伸松弛模量，從而擬合出不同貯存期推進劑拉伸松弛模量E(t)的Prony級數(shù)形式。

1.2 試驗方法

首先，將不同貯存期的推進劑試樣制作成啞鈴形試件，如圖1所示；然后，在拉伸機上進行應(yīng)力松弛試驗。試驗時，不同貯存期的試件至少做5件，并將各試件置于拉伸機的夾具上加緊，拉伸機以500 mm/min的恒定速率將試件拉伸到預(yù)定應(yīng)變?yōu)?%時，停止拉伸，開始計時并記錄試件拉伸力F 隨時間t的變化情況。

圖1 應(yīng)力松弛試驗試件的形狀、尺寸Fig.1 Shape and sizes of the specimen in the stress relaxation test

試驗中，采用如圖2所示的SANS 實驗機進行試件拉伸試驗。該拉伸機采用計算機控制，能夠自動記錄和處理試驗數(shù)據(jù)。為了保證試件在恒溫25°C 下拉伸或者不同批次的試件在同一溫度下拉伸，在拉伸機上設(shè)計并安裝了恒溫箱。

圖2 帶恒溫箱的SANS拉伸機Fig.2 SANS tensile machine with a constant temperature case

1.3 試驗結(jié)果及結(jié)論

各試件在各個時刻的拉伸應(yīng)力松弛模量E(t)為：

式（1）中：σ(t)為各時刻的應(yīng)力；ε0為試件的初始應(yīng)變5%；A0為試件受拉伸部分的初始橫截面積。

測量結(jié)果如表1所示。

表1 不同貯存期推進劑試件在各時刻下的平均拉伸松弛模量（MPa）Tab.1 Average tensile relaxation moduli of propellant specimens with different store years at different testing times

根據(jù)試驗結(jié)果，將不同貯存期推進劑平均應(yīng)力松弛模量表示成Prony級數(shù)的形式：

式（2）中：Ee為平衡模量；n為廣義Maxwell模型中粘壺－彈簧件的數(shù)量，取n=4；τi可以任意選取，但為了能在所研究的時間范圍內(nèi)逼真地描述推進劑的松弛模量，通常取τi與ti成比例，此處就取τi=2ti，代入上式得

由于Ee、Ei（i=1,2,3,4）均為未知數(shù)，通過最小二乘法進行擬合求得。最終得到不同貯存期推進劑拉伸松弛模量E(t)（單位：MPa）的Prony級數(shù)形式為：

從上述結(jié)果看出，隨著發(fā)動機貯存時間的延長，推進劑的玻璃態(tài)模量E(0)逐漸升高，橡膠態(tài)模量E(∞)也逐漸升高，拉伸松弛模量E(t)呈升高的趨勢，推進劑變得越來越硬。

2 HTPB推進劑的斷裂力學(xué)性能

2.1 試驗?zāi)康?/h3>

參照GB/T 21143-2007[9]測量推進劑試件準(zhǔn)靜態(tài)斷裂載荷—位移曲線，計算出的不同貯存期推進劑試件在不同裂紋擴展長度Δ 下的擴展阻力JR值，然后通過線性回歸分析，確定出不同貯存期發(fā)動機推進劑在Δ=0.2 mm時的斷裂韌度J0.2。

2.2 試驗方法

將不同貯存期的推進劑試樣制作成厚度B、寬度W 和跨度S 之比為1∶2∶4的長方體試件，并且在試件上預(yù)制出長約為10 mm的裂紋，如圖3所示。然后，將試件放置在SANS實驗機上采用3點彎曲方式進行加載，加載速度為1 mm/min，獲得試件的典型載荷——位移曲線見圖4的實線。試驗中通過控制裂紋的不同擴展量Δ，可獲得推進劑不同的裂紋擴展阻力JR值。

圖3 斷裂試驗試件的形狀和尺寸Fig.3 Shape and sizes of the specimen in the bend-fraction test

圖4 貯存期2年試件斷裂試驗典型載荷—位移曲線Fig.4 Typical force-displacement relation curve of the specimen in the bend-fraction test

試驗中，貯存期比較短的試件韌性比較大，在彎曲斷裂時，裂紋尖端發(fā)生很大的屈服變形，擴展緩慢，裂紋擴展程度比較容易控制；對貯存期比較長的試件，材料比較硬，在彎曲斷裂時，裂紋擴展非?？?，裂紋擴展長度不容易控制，這里，根據(jù)加載過程中的載荷—位移曲線的變化情況來控制加載的停止，當(dāng)載荷達到最大（此時材料開始發(fā)生屈服變形）并開始下降時，立刻停止加載。因此，通過控制載荷下降的大小來獲得不同的裂紋擴展長度Δ。

2.3 試驗結(jié)果及結(jié)論

根據(jù)試驗所測得的數(shù)據(jù)由式（4）計算裂紋擴展阻力JR值：

式（4）中：Je為加載過程中試件彈性部分的J 積分，由式（5）確定；Jp為加載過程中試件塑性部分的J 積分，由式（6）確定。

式（5）、（6）中：E為推進劑的彈性模量；P為裂紋開裂時的臨界載荷；μ為材料的泊松比；a為試件裂紋擴展后的裂紋長度；Up的值可通過圖4所示的力—位移曲線、橫軸和斜線（圖中虛線）所圍的面積來確定，其中，斜線的斜率就等于試件的瞬時拉伸彈性模量；f為形狀因子，

計算得到的不同貯存期推進劑試件在不同裂紋擴展長度Δ 下的擴展阻力JR值如圖5中各離散點所示。然后，對各離散點進行線性回歸分析，得到直線回歸方程，如圖5中實線所示。

圖5 不同貯存年限下的推進劑裂紋擴展阻力和擴展長度的關(guān)系Fig.5 Linear relation curve of crack propagation resistance and propagation displacement of propellant with different store years

由此，確定出貯存2 a、5 a、8 a 和10 a的發(fā)動機推進劑在Δ=0.2 mm時的斷裂韌度J0.2分別為：

將這些數(shù)據(jù)作為裂紋擴展判據(jù)的臨界J 積分值JC。也由此看出，隨著發(fā)動機貯存時間的延長，推進劑的斷裂韌度越來越小，發(fā)動機藥柱上的裂紋越容易擴展，裝藥含裂紋的發(fā)動機在啟動過程中暴燃的危險性越高。

3 結(jié)論

通過試驗表明，該型固體火箭發(fā)動機HTPB 推進劑隨著貯存時間的延長，推進劑的松弛模量逐漸升高，材料趨于變硬；HTPB推進劑的斷裂韌度隨著貯存時間的延長逐漸降低，藥柱上的裂紋在發(fā)動機工作過程中越容易開裂。

[1]王春華，彭網(wǎng)大，翁武軍，等.HTPB 推進劑貯存壽命的理論預(yù)估[J].推進技術(shù)，2000，21（3）：63-66.

WANG CHUNHUA，PENG WANGDA，WENG WUJUN，et al.Theoretica l prediction of storage life for HTPB propellant[J].Journal of Propulsion Technology，2000，21（3）：63-66.（in Chinese）

[2]陽建紅，俞茂宏，侯根良，等.HTPB 復(fù)合固體推進劑損傷和老化本構(gòu)研究[J].推進技術(shù)，2002，23（6）：509-512.

YANG JIANHONG，YU MAOHONG，HOU GENLIANG，et al.Reasearch on the constitutive equations of HTPB composite solid propellant with damage and aging[J].Journal of Propulsion Technology，2002，23（6）：509-512.（in Chinese）

[3]楊月誠，張昆鵬，王廣，等.某型復(fù)合固體推進劑-40℃條件下準(zhǔn)靜態(tài)力學(xué)性能仿真[J].四川兵工學(xué)報，2012，33（9）：1-3.

YANG YUECHENG，ZHANG KUNPENG，WANG GUANG,et al.Performance simulation of quasi-static mechanical under a certain type composite solid propellant -40℃[J].Journal of Sichuan Ordnance，2012，33（9）：1-3.（in Chinese）

[4]YAO J，ZIEGM ANN G.Equivalence of moisture and temperature in accelerated test method and its application in prediction of long-termproperties of glass-fiber reinforced epoxypipe specimen[J].Polymer Testing，2006，25（1）：149-157.

[5]韋興文，李敬明，涂小珍，等.熱老化對TATB 基高聚物粘結(jié)炸藥力學(xué)性能的影響[J].含能材料，2010，18（2）：157-161.

WEI XINGWEN，LI JINGMING，TU XIAOZHEN，et al.Effects of thermal ageing on mechanical properties of PBX based on TATB[J].Energetic Materials，2010，18（2）：157-161.（in Chinese）

[6]楊根，彭松，池旭輝，等.丁羥推進劑/襯層界面黏結(jié)性能劣化的動態(tài)力學(xué)表征[J].化學(xué)推進劑與高分子材料，2012，10（5）：79-84.

YANG GEN，PENG SONG，CHI XUHUI，et al.Dynamic mechanical characterization of bonding performance deterioration at HTPB propellant/liner interface[J].Chemical Propellants &Polymeric Materials，2012，10（5）：79-84.（in Chinese）

[7]謝五喜，蔚紅建，張偉，等.含CL-20的BAMO/THF固體推進劑能量特性及特征信號[J].四川兵工學(xué)報，2012，33（9）：109-112.

XIE WUXI，WEI HONGJIAN，ZHANG WEI，et al.Characteristics and characteristic signal of content CL-20'BAMO/THF solid propellant energy[J].Journal of Sichuan Ordnance，2012，33（9）：109-112.（in Chinese）

[8]總裝備部.GJB 770A-1997 復(fù)合固體推進劑松弛模量主曲線測試方法[S].1997.

Chinese PLA General Aemament Department.GJB770A-1997 Main curve measurement method for relaxation moduli of composite solid propellant[S].1997.（in Chinese）

[9]國家標(biāo)準(zhǔn)總局.GB/T 21143-2007 金屬材料準(zhǔn)靜態(tài)斷裂的統(tǒng)一試驗方法[S].2007.

National Administration of Standards.GB/T 21143-2007 Metallic materials—Unified method of test for determination of quasistatic fracture toughness[S].2007.（in Chinese）