[发明专利]固体火箭发动机人工脱粘结构单侧裂纹增强模拟件及成型方法

说明书

本发明提供了一种固体火箭发动机人工脱粘结构单侧裂纹增强模拟件及成型方法，增强模拟件包括单侧裂纹试件和结构增强件；单侧裂纹试件前缘安装结构增强件；结构增强件与所述单侧裂纹试件的安装端折角以圆弧过渡。本发明能够有效减小人工脱粘层处的应力集中。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机性能测试领域，具体涉及一种固体火箭发动机人工脱粘结构单侧裂纹增强模拟件及成型方法。

背景技术

火箭发动机是火箭飞行器系统的推进动力装置，固体火箭发动机由于其结构简单、工作可靠、维护简便、快速反应能力强等优点，广泛应用于各类战术、战略导弹。固体火箭发动机主要由发动机燃烧室壳体、固体推进剂药柱、绝热层、衬层、人工脱粘层、喷管和安全点火装置等组成。

贴壁式浇注的固体发动机，在长期贮存、运输的过程中，可能会由于推进剂药柱、绝热层、衬层等材料老化，出现装药燃烧室粘结界面脱粘等损伤缺陷。在发动机的工作过程中，由于冲击、振动载荷的影响下，脱粘有可能会进一步扩展，轻则影响发动机的结构完整性、内弹道性能，严重时，甚至会导致发动机工作时穿火、燃烧室压强超过使用极限，导致发动机爆炸等灾难性后果。结构完整性是固体火箭发动机技术重要的研究课题之一，预防药柱的裂纹与脱粘一直是固体火箭发动机研发人员的关注重点之一，人工脱粘结构有效解决了药柱与内绝热层的脱粘问题。人工脱粘结构是固体火箭发动机燃烧室前后端或一端设计的一个薄弱环节(即自由伸张界面)，其主要的功能包括三方面：(1)在固化降温载荷下，可以有效降低贴壁发动机药柱中孔和翼槽根部的应力水平，并通过应力释放环的作用，减小界面的应力水平；(2)释放前、后封头绝热层与药柱由于外界环境、载荷等因素引起的内应力，保证药柱处于良好的受力状态，并使绝热层与壳体的粘接性能良好；(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。

由于固体装药复杂的几何构型、内弹道性能要求下药柱复杂的内腔面以及复杂的外界载荷等因素下，采用人工脱粘技术可以在满足发动机内弹道性能要求的同时，有效降低药柱的应力应变水平。但由于人工脱粘层可以看作一条宏观裂纹，使得裂纹前缘的应力状态十分恶劣，在人工脱粘层前缘会出现很高的应力区，所以很有可能因界面正应力过大发生脱粘。随着发动机直径和长度的增大、工作压强的提高，以及某些固体火箭发动机须经历长期的贮存和巡航状态，人工脱粘结构完整性的问题也愈加突出。

人工脱粘层根部前缘是呈现Y字形的结构，易产生应力集中，从而引起破坏。为了降低人工脱粘层末端处的应力集中，避免出现界面脱粘以及更严重的后果，尽量使人工脱粘层末端改为平滑的圆弧，降低因存在折角而产生的应力集中。当前用于模拟固体发动机人工脱粘层应力状态采用的是圆周裂纹试件，该试件由于形状特点，无法安装结构增强件去减小人工脱粘结构前缘的应力集中，本领域尚没有用于固体火箭发动机人工脱粘结构单侧裂纹处的增强模拟件，无法模拟固体发动机实际工作中人工脱粘结构前缘的应力状态，并通过增强模拟件改善人工脱粘结构前缘的应力集中，目前的研究存在一些的缺点和局限性：

(1)将人工脱粘结构前缘的折角改为圆弧状，可能会存在圆弧形构件在制造过程中因滑移而偏离设计状态的问题。无法保持圆弧的形状，使药柱再次恢复为折角状态，产生较大的应力集中。

(2)当前使用的圆周裂纹试件，因其形状及结构特点，无法与增加的结构增强件成型，需要采取合适的裂纹试件与增强件结合。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种固体火箭发动机人工脱粘结构单侧裂纹增强模拟件及成型方法，能够有效减小人工脱粘层处的应力集中。

本发明采用的技术方案如下：

一种固体火箭发动机人工脱粘结构单侧裂纹增强模拟件，所述单侧裂纹增强模拟件包括：单侧裂纹试件和结构增强件；

所述单侧裂纹试件前缘安装所述结构增强件；所述结构增强件与所述单侧裂纹试件的安装端折角以圆弧过渡。