摘要：现阶段无论在仿真分析领域还是技术探测领域，固体火箭发动机结构完整性的研究均已取得一定进展。结合国内外技术发展现状，总结各环境载荷条件下固体火箭发动机结构完整性研究的成果及不足，对比各固体火箭发动机结构完整性研究的途径，提出下一步研究领域的重点，对固体火箭发动机结构完整性的研究提出建议。
火箭作为远程高精度打击武器，其重要性为世界各国所重视。通常，火箭按动力类别分为液体火箭和固体火箭。固体火箭具有结构简单、造价低廉、药柱特性比液体火箭发动机燃料更稳定，储存更安全，更易小型化等优点。然而，分析历年固体火箭发射失败数据得出，固体火箭发动机结构完整性的缺陷是首要原因。作为固体火箭发动机系统的主要部件，大长径比的固体推进剂在各种环境载荷下会产生应力应变集中，可能造成药柱损伤而使火箭发动机失效。因此，着重研究各环境载荷对固体火箭发动机的结构完整性尤其重要。
1 环境载荷条件分析
固体火箭发动机全寿命周期内承载的环境载荷复杂多变，这些分布宽泛的环境载荷作用都会使发动机装药受到不同程度的损伤累积，进而影响发动机的结构完整性。从固体火箭全寿命周期分析，温度载荷和振动载荷是承载的主要载荷，对固体火箭发动机结构完整性的影响也最为显著。温度载荷主要为固化降温，贮存运输期间的温度冲击和交变循环温度，使用发射时的高温高压和温度同其他因素的联合作用。振动载荷按运载工具的不同主要分为公路运输、随舰航行和挂载飞行中的振动。
通过试验手段重现载荷作用难度较大，并且实时测定内部装药的力学响应异常困难，因而结合各部件力学性能参数，基于数值仿真分析固体火箭发动机各部件在不同环境载荷作用下的应力应变场，对评估结构完整性有重要意义。
2 温度载荷条件下固体火箭发动机结构完整性研究
温度载荷主要通过热传导和空气对流两种方式作用于固体火箭发动机。由于药柱热膨胀系数比壳体高出近一个数量级，加之浇铸式固体发动机壳体对各部件相对运动的约束作用，环境温度扰动或交变温度载荷的长时间作用都不同程度地增大发动机药柱应力集中出现的概率，产生的应力应变还可能引起界面粘结强度退化。
1) 推进剂
推进剂药柱在低温载荷下基体硬化现象严重，将表征出更多的脆性，含能颗粒与基体粘结性能下降，对其他附加载荷作用也更为敏感。常新龙等[1]采用带穿透性裂纹的推进剂试件开展了不同温度载荷下的裂纹扩展试验，结果表明低温下的裂纹扩展速率高于常温，且速度越低，裂纹的预扩展时间越短。相应的，固体火箭发动机在低温条件下的发射安全系数也低于常温和高温工况，而通过合理选择增塑剂可降低推进剂玻璃化转变温度，以达到提升其低温发射安全性的目的。王小英等[2]在推进剂试验中发现，在低温拉伸条件下，NEPE推进剂主要表现为基体撕裂，而在低温恢复常温拉伸条件下，主要以颗粒与基体的“脱湿”破坏为主。在低温和低温恢复常温条件下的推进剂力学性能变化不大，表明NEPE推进剂低温下具有较强的抵抗损伤能力。张伟等[3]测试了某型推进剂的玻璃化转变温度，并以-40 ℃为参考温度，推进剂在低频区域(f<10-3 Hz)处于高弹态，在10-3～107 Hz处于玻璃化转变阶段，在高频区域( f >107Hz)逐渐进入玻璃态。
2) 固化降温
在固化降温成型时，推进剂药柱遇冷体积收缩造成原生缺陷处局部应力过大，降低工作可靠性。潘奠华等[4]对固化降温过程中药柱的三维瞬态温度场进行模拟研究，分析了模量、泊松比及药柱内外径比值变化对推进剂药柱应变响应的影响规律，对发动机装药材料选择具有一定指导意义。李贺[5]蓝宝石4850则采用Nastran软件研究评估了固化降温过程中形成的非均匀温度场对某型固体发动机结构完整性的影响，可为发动机装药的改进设计提供支撑。曹井新绿s减肥胶囊[6]应用AFOSM1评估了发动机的结构完整性，在固化降温和发射载荷共同作用下可能造成粘结面脱粘。宗路航等[7]高中化学实验创新以不同材料为壳体，施加压力，探究固化降温过程中的药柱应力应变，并给出加压固化的推荐压强，对指导固化加压、消除药柱残余应力具有一定工程意义，但该研究并未考虑复合材料壳体各向异性、壳体封头变形及药柱脱模等因素。刘仔等[8]在此基础上，建立工程上更适用的加压固化压力的计算关系式，并针对某发动机开展带芯模的加压固化成型全过程仿真分析，确定了药柱脱模的可行性。
3) 温度冲击和温度循环
徐进升[9]计算分析了温度冲击载荷作用下固体火箭发动机壳体、应力释放罩等部件的力学响应特征，为进一步研究整体结构完整性奠定基础。在研究低温冲击时岳小亮[10]林静珊发现，
低温冲击作用下的药柱应力应变最大，而且在冲击开始阶段达到的最大应力值要比温度平衡之后的应力偏大，最大应变出现在内孔壁面中间部分，最大应力出现在药柱两端与绝热层粘结处。
针对循环温度作用下发动机响应及寿命预估，Humble等[11]计算得到了固体火箭发动机的可能失效模型，并以此预估其服役寿命，但研究并未考虑长时间温度载荷作用引起的药柱理化性能退化，因而可能过高地估计了固体发动机服役寿命。Heller等[12]全面考虑了药柱在交变温度载荷下产生的疲劳老化等效应，采用应力—强度干涉理论分析简易固体发动机模型在温度载荷下的服役寿命影响规律。王玉峰等[13]泄压阀计算了循环温度条件下装药的温度与应力场，结果表明交变应力导致了装药损伤累积，高温向低温过渡期的损伤增长较快，为准确评估循环温度载荷作用对固体火箭发动机结构完整性的影响提供了参考。基于平面应变假设，周红梅等[14]计算了圆孔型药柱在长期贮存过程中的粘弹性动力学响应，计算结果可为若干时间后发动机危险部位损伤值的判定提供依据。丁彪等[15]费尔马点基于人工模拟交变温度载荷，研究了某导弹发动机复合推进剂的应力应变场分布，发现温度加载频率的增加会引起应力响应增大，且应力较大部位发生在粘结界面，为发动机寿命预估方法提供参
考。苏冰[16]在探究海洋循环温度对固体火箭发动机结构完整性的试验中得出，年均温度较低时，药柱应力容易出现应力应变集中，未有效热保护贮存状态下的药柱，长期的交变温度产生的交变应力载荷，会使药柱微观结构受到不同程度的疲劳损伤，势必影响其结构完整性。
4) 温度同其他因素联合作用
宋仕雄等[17]针对推进剂在低温状态点火瞬间的相关力学特性进行了分析，结果表明，点火瞬间的推进剂模量变化不大，对药柱的结构响应影响较小，而推进剂在低温状态下泊松比较小，点火升压下推进剂泊松比迅速增大而对药柱的结构响应有很大影响，低温状态点火瞬间的药柱应变呈不断增高而应变率则逐渐降低。
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