端羥基聚丁二烯推進(jìn)劑-襯層界面粘接力學(xué)特性研究.pdf

1、固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)由于結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、高效可靠等優(yōu)點(diǎn)已經(jīng)大量應(yīng)用在航空航天、軍事領(lǐng)域。在這些衛(wèi)星和飛行器應(yīng)用中，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)全系統(tǒng)工作安全可靠性起著決定性作用。然而，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試制過程中經(jīng)常會(huì)發(fā)生偏離設(shè)定外彈道、達(dá)不到預(yù)定效果甚至爆炸等情況。事故分析表明，發(fā)動(dòng)機(jī)失效主要是由裝藥結(jié)構(gòu)完整性破壞引起的。裝藥結(jié)構(gòu)完整性逐漸成為當(dāng)下制約固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)應(yīng)用和發(fā)展的主要技術(shù)瓶頸之一。而推進(jìn)劑/襯層界面脫粘是裝藥結(jié)構(gòu)完整性破壞最為主要的形式之一。

2、本文針對(duì)復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面粘接力學(xué)特性開展研究，主要包括以下幾個(gè)方面:
　　(1)復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面斷裂的實(shí)驗(yàn)方法研究。對(duì)矩形粘合試樣開展了三維應(yīng)力分析，指出了目前作為測(cè)定復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面粘接強(qiáng)度標(biāo)準(zhǔn)方法的不足之處。針對(duì)復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面這種柔性雙材料結(jié)構(gòu)，分別設(shè)計(jì)了單軸拉伸實(shí)驗(yàn)與雙懸臂夾層梁實(shí)驗(yàn)，用于測(cè)定界面Ⅰ型斷裂時(shí)的力學(xué)性能。還提出了一種采用有效裂紋長(zhǎng)度的數(shù)據(jù)處理方法用于獲取斷裂能。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界

3、面的粘接力學(xué)性能表現(xiàn)出顯著的率相關(guān)特性。
　　(2)復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面斷裂的損傷機(jī)理研究。顯微觀察表明，裂紋尖端處襯層首先發(fā)生明顯的彈性變形形成一個(gè)連續(xù)的裂紋尖端三角區(qū)，隨后裂紋尖端三角區(qū)的邊緣開始出現(xiàn)材料纖維化產(chǎn)生纖維和孔洞，裂尖區(qū)域逐漸演變成纖維化損傷區(qū)。推進(jìn)劑/襯層界面的斷裂機(jī)理是裂紋尖端近處孔洞的形成和合并。
　　(3)復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面的力學(xué)本構(gòu)模型研究。討論了內(nèi)聚力模型對(duì)于復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面斷裂分析的適用性

4、，并比較了雙線性和指數(shù)型內(nèi)聚力模型對(duì)數(shù)值仿真結(jié)果的影響。基于實(shí)驗(yàn)觀察到的界面彈性變形和纖維孔洞損傷兩大特征，在內(nèi)聚力模型框架下建立了一種新的考慮界面分離速率效應(yīng)的界面力學(xué)本構(gòu)模型。該力學(xué)本構(gòu)模型清晰、可擴(kuò)展性強(qiáng)，而且還具有物理意義。
　　(4)復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面力學(xué)本構(gòu)模型的參數(shù)反演識(shí)別研究。提出了一種標(biāo)準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)與直接搜索算法相結(jié)合的反演分析方法，用于獲取界面力學(xué)本構(gòu)模型的參數(shù)?；谟邢拊治鲕浖嗀BAQUS的Script開發(fā)功能

5、編譯了反演分析的全自動(dòng)執(zhí)行程序。最后通過復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面的雙懸臂夾層梁試樣算例驗(yàn)證了反演識(shí)別方法及程序的準(zhǔn)確與高效性。
　　(5)復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面斷裂數(shù)值模擬研究。建立了復(fù)合推進(jìn)劑/襯層界面斷裂數(shù)值仿真方法，對(duì)率相關(guān)界面力學(xué)模型進(jìn)行有限元離散。通過多種加載速率下的雙懸臂夾層梁實(shí)驗(yàn)、雙步反演分析策略等獲得了界面力學(xué)本構(gòu)模型中的參數(shù)表達(dá)式。最終通過一組獨(dú)立的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了所建立界面力學(xué)模型、參數(shù)反演、數(shù)值分析等理論與方法對(duì)于推進(jìn)劑