某固体火箭发动机装药加速老化试验与贮存寿命预测
曹付齐+刘志成+李小换
摘要：为了研究某固体火箭发动机装药的贮存寿命，采用加速老化试验的方法，分别考核了某固体火箭发动机装药推进剂和壳体/绝热层/衬层/推进剂界面在四个老化温度下性能随老化时间变化的趋势。试验发现，随着老化时间延长，推进剂强度升高，最大伸长率下降，而界面剪切强度老化初期升高，老化后期下降的趋势较为明显。但是，无论在哪种老化温度下，界面剪切强度都高于技术指标要求。由此得出推进剂是影响该发动机装药贮存寿命的关键因素，按照标准规定的方法对试验结果进行了处理，预测该发动机装药在25℃下的贮存寿命为13.7年。
关键词：固体火箭发动机；装药；贮存寿命；老化
中图分类号：TJ763文献标识码：A文章编号：1673-5048（2014）04-0058-04
0引言
固体火箭发动机装备部队后面临的一个重要问题是其贮存寿命问题，准确预估其贮存寿命可以避免提前退役带来的浪费，以及过期服役所带来的丧失作战能力甚至威胁自身安全的严重后果[1-2]。因此，进行发动机寿命预估具有重要的现实意义。
发达国家非常注重固体火箭发动机贮存寿命的研究，美国制定了长期使用寿命分析（LongRangeServiceLifeAnalysis，LRSLA）计划，该计划主要依靠全尺寸发动机贮存试验和解剖，但这种大规模的全弹贮存、监测方法耗费巨大。目前我国固体火箭发动机贮存寿命预估大多采用经验估计与少量贮存产品定期点火试车相结合的概略估计方法。
国内外的研究表明，发动机寿命的薄弱环节是其装药的寿命。采用加速老化试验法预测发动机装药贮存寿命的方法，是一种快速试验方法，能为预估发动机贮存寿命提供一定的参考[3]。
研究同时表明，决定发动机贮存寿命的主要因素有两个：一个是发动机装药中推进剂药柱的寿命，另一个是壳体/绝热层/衬层/推进剂等界面的寿命。
发动机中装药在长期贮存过程中老化的主要表现形式是力学性能的变化，包括两种形式：一是推进剂药柱力学性能随老化时间延长发生变化，一般是最大拉伸强度增加而最大伸长率下降；另一种是装药各界面力学性能发生变化，一般表现为界面粘接强度随老化时间延长而下降。因此，本文选用推进剂最大伸长率和界面剪切强度作为老化性能参数，在50℃、60℃、70℃和80℃，4个老化温度下分别考察了推进剂最大伸长率和壳体/绝热层/衬层/推进剂联合试验件界面剪切强度随老化时间的变化趋势，并预测了该发动机装药在正常使用温度下的贮存寿命，可以为预估发动机的贮存寿命提供参考。
1数据处理方法与原理
1.1数据处理原理
贮存老化试验数据符合统计计算原则，即总体服从正态分布，各观察值相互独立。加速老化试验期间，某些性能指标的变化与时间、温度存在一定的相关关系，可以找到一个与其相适应的老化数学模型方程。性能变化的速率常数与温度的关系，服从阿累尼沃斯方程。
1.2数据处理方法
按照QJ2328A—2005《复合固体推进剂贮存老化试验方法》规定[4]，从标准推荐的线性模型、指数模型和对数模型三个老化数学模型中选择一个模型，利用求得的相关系数进行相关性检验，若相关性成立，则说明选择的模型是正确的，并按QJ2328A—2005推荐的数据处理方法进行试验数据处理。
2试验测试条件与试验件
2.1试验测试条件
加速老化温度分别为50℃、60℃、70℃、80℃。加速老化试验在电热水浴烘箱中进行，烘箱的温度波动不超过±1℃。
采用INSTRON5567拉伸机进行力学性能测试，测试温度为（25±2）℃，测试参数包括推进剂最大拉伸强度、最大伸长率和壳体/绝热层/衬层/推进剂联合试验件界面剪切强度。
2.2试验件
推进剂为丁羟推进剂，绝热层为丁羟基厚浆涂料，衬层为丁羟衬层。
用于加速老化试验的推进剂方坯尺寸为120mm×130mm×10mm，性能测试为单向拉伸哑铃形试样。
用于加速老化试验的界面试验件为钢/绝热层/衬层/推进剂联合试验件，按照标准QJ2038.2—1991《固体火箭发动机燃烧室界面粘接强度测试方法》（剪切法）进行试验件制作并测试[5]。
3试验数据
表1～4给出了推进剂加速老化试验结果，表5给出了联合试验件剪切强度测试结果。
4.2界面老化数据分析与讨论
由表5中试验数据可以看出：
（1）在老化的初期，界面粘接强度随老化时间的增加有上升的趋势，原因可能有两点：一是粘结试件是手工制作的，与人工操作的技巧和经验关系很大，具有一定的随机性；二是试件初期可能固化的不完全，随高温老化温度和时间的增加，会出现后固化现象，导致粘结强度增加。
（2）在老化的后期，70℃、60℃、50℃下剪切强度随老化时间的增加，有下降的趋势，尤其是50℃下剪切强度下降趋势比较明显，符合一般老化规律。但是，无论在哪种温度下老化，粘结强度都明显高于标准技术指标（≥0.60MPa）要求。仅从剪切强度考虑，壳体/绝热层/衬层/药柱界面剪切强度要达到技术指标要求的强度极限（0.60MPa）之下需要的时间都很长。因此表明，界面失效比推进剂药柱失效时间要长，界面不是该发动机装药寿命的薄弱环节。
5结论
经过对某发动机装药推进剂和界面进行4个温度下的加速老化试验，可以得出如下结论：
a.随着老化时间的延长，推进剂强度逐渐上升，伸长率逐渐下降，符合推进剂老化的一般规律；
b.以推进剂老化后最大伸长率下降10%作为老化极限指标，预测该推进剂在25℃下的贮存寿命为13.7年；
c.该发动机装药粘结界面老化后，剪切强度高于技术指标要求，表明界面不是装药寿命的薄弱环节。
摘要：为了研究某固体火箭发动机装药的贮存寿命，采用加速老化试验的方法，分别考核了某固体火箭发动机装药推进剂和壳体/绝热层/衬层/推进剂界面在四个老化温度下性能随老化时间变化的趋势。试验发现，随着老化时间延长，推进剂强度升高，最大伸长率下降，而界面剪切强度老化初期升高，老化后期下降的趋势较为明显。但是，无论在哪种老化温度下，界面剪切强度都高于技术指标要求。由此得出推进剂是影响该发动机装药贮存寿命的关键因素，按照标准规定的方法对试验结果进行了处理，预测该发动机装药在25℃下的贮存寿命为13.7年。
关键词：固体火箭发动机；装药；贮存寿命；老化
中图分类号：TJ763文献标识码：A文章编号：1673-5048（2014）04-0058-04
0引言
固体火箭发动机装备部队后面临的一个重要问题是其贮存寿命问题，准确预估其贮存寿命可以避免提前退役带来的浪费，以及过期服役所带来的丧失作战能力甚至威胁自身安全的严重后果[1-2]。因此，进行发动机寿命预估具有重要的现实意义。
发达国家非常注重固体火箭发动机贮存寿命的研究，美国制定了长期使用寿命分析（LongRangeServiceLifeAnalysis，LRSLA）计划，该计划主要依靠全尺寸发动机贮存试验和解剖，但这种大规模的全弹贮存、监测方法耗费巨大。目前我国固体火箭发动机贮存寿命预估大多采用经验估计与少量贮存产品定期点火试车相结合的概略估计方法。
国内外的研究表明，发动机寿命的薄弱环节是其装药的寿命。采用加速老化试验法预测发动机装药贮存寿命的方法，是一种快速试验方法，能为预估发动机贮存寿命提供一定的参考[3]。
研究同时表明，决定发动机贮存寿命的主要因素有两个：一个是发动机装药中推进剂药柱的寿命，另一个是壳体/绝热层/衬层/推进剂等界面的寿命。
发动机中装药在长期贮存过程中老化的主要表现形式是力学性能的变化，包括两种形式：一是推进剂药柱力学性能随老化时间延长发生变化，一般是最大拉伸强度增加而最大伸长率下降；另一种是装药各界面力学性能发生变化，一般表现为界面粘接强度随老化时间延长而下降。因此，本文选用推进剂最大伸长率和界面剪切强度作为老化性能参数，在50℃、60℃、70℃和80℃，4个老化温度下分别考察了推进剂最大伸长率和壳体/绝热层/衬层/推进剂联合试验件界面剪切强度随老化时间的变化趋势，并预测了该发动机装药在正常使用温度下的贮存寿命，可以为预估发动机的贮存寿命提供参考。
1数据处理方法与原理
1.1数据处理原理
贮存老化试验数据符合统计计算原则，即总体服从正态分布，各观察值相互独立。加速老化试验期间，某些性能指标的变化与时间、温度存在一定的相关关系，可以找到一个与其相适应的老化数学模型方程。性能变化的速率常数与温度的关系，服从阿累尼沃斯方程。
1.2数据处理方法
按照QJ2328A—2005《复合固体推进剂贮存老化试验方法》规定[4]，从标准推荐的线性模型、指数模型和对数模型三个老化数学模型中选择一个模型，利用求得的相关系数进行相关性检验，若相关性成立，则说明选择的模型是正确的，并按QJ2328A—2005推荐的数据处理方法进行试验数据处理。
2试验测试条件与试验件
2.1试验测试条件
加速老化温度分别为50℃、60℃、70℃、80℃。加速老化试验在电热水浴烘箱中进行，烘箱的温度波动不超过±1℃。
采用INSTRON5567拉伸机进行力学性能测试，测试温度为（25±2）℃，测试参数包括推进剂最大拉伸强度、最大伸长率和壳体/绝热层/衬层/推进剂联合试验件界面剪切强度。
2.2试验件
推进剂为丁羟推进剂，绝热层为丁羟基厚浆涂料，衬层为丁羟衬层。
用于加速老化试验的推进剂方坯尺寸为120mm×130mm×10mm，性能测试为单向拉伸哑铃形试样。
用于加速老化试验的界面试验件为钢/绝热层/衬层/推进剂联合试验件，按照标准QJ2038.2—1991《固体火箭发动机燃烧室界面粘接强度测试方法》（剪切法）进行试验件制作并测试[5]。
3试验数据
表1～4给出了推进剂加速老化试验结果，表5给出了联合试验件剪切强度测试结果。
4.2界面老化数据分析与讨论
由表5中试验数据可以看出：
（1）在老化的初期，界面粘接强度随老化时间的增加有上升的趋势，原因可能有两点：一是粘结试件是手工制作的，与人工操作的技巧和经验关系很大，具有一定的随机性；二是试件初期可能固化的不完全，随高温老化温度和时间的增加，会出现后固化现象，导致粘结强度增加。
（2）在老化的后期，70℃、60℃、50℃下剪切强度随老化时间的增加，有下降的趋势，尤其是50℃下剪切强度下降趋势比较明显，符合一般老化规律。但是，无论在哪种温度下老化，粘结强度都明显高于标准技术指标（≥0.60MPa）要求。仅从剪切强度考虑，壳体/绝热层/衬层/药柱界面剪切强度要达到技术指标要求的强度极限（0.60MPa）之下需要的时间都很长。因此表明，界面失效比推进剂药柱失效时间要长，界面不是该发动机装药寿命的薄弱环节。
5结论
经过对某发动机装药推进剂和界面进行4个温度下的加速老化试验，可以得出如下结论：
a.随着老化时间的延长，推进剂强度逐渐上升，伸长率逐渐下降，符合推进剂老化的一般规律；
b.以推进剂老化后最大伸长率下降10%作为老化极限指标，预测该推进剂在25℃下的贮存寿命为13.7年；
c.该发动机装药粘结界面老化后，剪切强度高于技术指标要求，表明界面不是装药寿命的薄弱环节。
摘要：为了研究某固体火箭发动机装药的贮存寿命，采用加速老化试验的方法，分别考核了某固体火箭发动机装药推进剂和壳体/绝热层/衬层/推进剂界面在四个老化温度下性能随老化时间变化的趋势。试验发现，随着老化时间延长，推进剂强度升高，最大伸长率下降，而界面剪切强度老化初期升高，老化后期下降的趋势较为明显。但是，无论在哪种老化温度下，界面剪切强度都高于技术指标要求。由此得出推进剂是影响该发动机装药贮存寿命的关键因素，按照标准规定的方法对试验结果进行了处理，预测该发动机装药在25℃下的贮存寿命为13.7年。
关键词：固体火箭发动机；装药；贮存寿命；老化
中图分类号：TJ763文献标识码：A文章编号：1673-5048（2014）04-0058-04
0引言
固体火箭发动机装备部队后面临的一个重要问题是其贮存寿命问题，准确预估其贮存寿命可以避免提前退役带来的浪费，以及过期服役所带来的丧失作战能力甚至威胁自身安全的严重后果[1-2]。因此，进行发动机寿命预估具有重要的现实意义。
发达国家非常注重固体火箭发动机贮存寿命的研究，美国制定了长期使用寿命分析（LongRangeServiceLifeAnalysis，LRSLA）计划，该计划主要依靠全尺寸发动机贮存试验和解剖，但这种大规模的全弹贮存、监测方法耗费巨大。目前我国固体火箭发动机贮存寿命预估大多采用经验估计与少量贮存产品定期点火试车相结合的概略估计方法。
国内外的研究表明，发动机寿命的薄弱环节是其装药的寿命。采用加速老化试验法预测发动机装药贮存寿命的方法，是一种快速试验方法，能为预估发动机贮存寿命提供一定的参考[3]。
研究同时表明，决定发动机贮存寿命的主要因素有两个：一个是发动机装药中推进剂药柱的寿命，另一个是壳体/绝热层/衬层/推进剂等界面的寿命。
发动机中装药在长期贮存过程中老化的主要表现形式是力学性能的变化，包括两种形式：一是推进剂药柱力学性能随老化时间延长发生变化，一般是最大拉伸强度增加而最大伸长率下降；另一种是装药各界面力学性能发生变化，一般表现为界面粘接强度随老化时间延长而下降。因此，本文选用推进剂最大伸长率和界面剪切强度作为老化性能参数，在50℃、60℃、70℃和80℃，4个老化温度下分别考察了推进剂最大伸长率和壳体/绝热层/衬层/推进剂联合试验件界面剪切强度随老化时间的变化趋势，并预测了该发动机装药在正常使用温度下的贮存寿命，可以为预估发动机的贮存寿命提供参考。
1数据处理方法与原理
1.1数据处理原理
贮存老化试验数据符合统计计算原则，即总体服从正态分布，各观察值相互独立。加速老化试验期间，某些性能指标的变化与时间、温度存在一定的相关关系，可以找到一个与其相适应的老化数学模型方程。性能变化的速率常数与温度的关系，服从阿累尼沃斯方程。
1.2数据处理方法
按照QJ2328A—2005《复合固体推进剂贮存老化试验方法》规定[4]，从标准推荐的线性模型、指数模型和对数模型三个老化数学模型中选择一个模型，利用求得的相关系数进行相关性检验，若相关性成立，则说明选择的模型是正确的，并按QJ2328A—2005推荐的数据处理方法进行试验数据处理。
2试验测试条件与试验件
2.1试验测试条件
加速老化温度分别为50℃、60℃、70℃、80℃。加速老化试验在电热水浴烘箱中进行，烘箱的温度波动不超过±1℃。
采用INSTRON5567拉伸机进行力学性能测试，测试温度为（25±2）℃，测试参数包括推进剂最大拉伸强度、最大伸长率和壳体/绝热层/衬层/推进剂联合试验件界面剪切强度。
2.2试验件
推进剂为丁羟推进剂，绝热层为丁羟基厚浆涂料，衬层为丁羟衬层。
用于加速老化试验的推进剂方坯尺寸为120mm×130mm×10mm，性能测试为单向拉伸哑铃形试样。
用于加速老化试验的界面试验件为钢/绝热层/衬层/推进剂联合试验件，按照标准QJ2038.2—1991《固体火箭发动机燃烧室界面粘接强度测试方法》（剪切法）进行试验件制作并测试[5]。
3试验数据
表1～4给出了推进剂加速老化试验结果，表5给出了联合试验件剪切强度测试结果。
4.2界面老化数据分析与讨论
由表5中试验数据可以看出：
（1）在老化的初期，界面粘接强度随老化时间的增加有上升的趋势，原因可能有两点：一是粘结试件是手工制作的，与人工操作的技巧和经验关系很大，具有一定的随机性；二是试件初期可能固化的不完全，随高温老化温度和时间的增加，会出现后固化现象，导致粘结强度增加。
（2）在老化的后期，70℃、60℃、50℃下剪切强度随老化时间的增加，有下降的趋势，尤其是50℃下剪切强度下降趋势比较明显，符合一般老化规律。但是，无论在哪种温度下老化，粘结强度都明显高于标准技术指标（≥0.60MPa）要求。仅从剪切强度考虑，壳体/绝热层/衬层/药柱界面剪切强度要达到技术指标要求的强度极限（0.60MPa）之下需要的时间都很长。因此表明，界面失效比推进剂药柱失效时间要长，界面不是该发动机装药寿命的薄弱环节。
5结论
经过对某发动机装药推进剂和界面进行4个温度下的加速老化试验，可以得出如下结论：
a.随着老化时间的延长，推进剂强度逐渐上升，伸长率逐渐下降，符合推进剂老化的一般规律；
b.以推进剂老化后最大伸长率下降10%作为老化极限指标，预测该推进剂在25℃下的贮存寿命为13.7年；
c.该发动机装药粘结界面老化后，剪切强度高于技术指标要求，表明界面不是装药寿命的薄弱环节。
