【综述】
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。
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。
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]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[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]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]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]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]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。
在进行结构分析时，根据自由装填式火箭发动机大长径比的特点，蒙上阳等[18]在研究温度变化的影响中发现，位移场的影响极大，特别是大长径比发动机环境温度变化大，高温和低温的伸缩量较常温时相差数毫米，伸缩空间不足或支撑方式不当会导致过大的热应力。
为更准确描述固体火箭发动机推进剂的力学特性，评估其结构完整性，不少研究人员通过模拟固体火箭发动机在实际环境的受载情况，获取更加详实的数据。王佳奇等[19]研究了温度和压力两种载荷对药柱结构完整性的影响，通过对低温载荷单独作用和低温点火升压联合作用的对比，利用不耦合特性，计算得到了相应的应变值，得出点火升压载荷作用下的药柱等效应变仍满足结构完整性要求的结论。为了获取更加准确的受载状况，邓斌等[20]考虑壳体与空气自然对流换热的影响，对固体发动机结构进行了热力耦合有限元分析，得出对流换热系数变化会影响固化降温、低温试验及低温贮存过程中的结构响应，但随对流换热系数的不断增大，这种影响逐渐减弱。韦世峰[21]考虑温度和内压联合作用，利用仿真软件ANSYS，通过实验结果和仿真结果的对比，验证了仿真的准确性。蒙上阳等[22]采用三维有限元方法，在发动机药柱的危险截面上沿危险方向预设裂纹，在裂纹尖端构建奇异三维裂纹元，探究点火发射时环境温度对固体火箭发动机药柱内表面裂纹稳定性的影响。
邓康清等[23]通过热-机耦合，分析一种自由装填式药柱从固化降温到低温点火整个过程中的温度场、总位移、应力应变的变化，得到了固化降温和点火升压过程中药柱壳体有无粘接两种情况下发动机药柱的结构完整性，求出该型发动机药柱壳体粘接高度不宜超过一定值。
H.C.Yildirim[24]分别对新品和服役六年的火箭发动机在点火压力、温度循环和储存环境温度载荷作用下的应力应变行为进行了有限元仿真，总结了老化程度对仿真结果的影响。
1) 公路运输
公路运输过程中产生的随机振动载荷一般不会直接造成固体火箭发动机结构性破坏，但在远距离或多次运输工况下，也会导致发动机装药的累积损伤。Yuji[25]将构建的包含可压缩壳体与不可压缩推进剂两种材料的发动机有限元模型用于分析火箭发射进行时振动所产生的影响，但该模型仅是将发动机简化为梁单元，不能体现发动机内部构件在振动作用下的响应分布。徐伟国[26]构建了某型火箭运输装填车的动力学模型，并分析计算了火箭重要部位在典型路面激励下的振动响应，数值计算结果分布同试验测试结果基本一致。徐新琦[27]研究了不同等级路面、不同运输速度对药柱随机振动响应分布的影响规律，为进一步确定药柱运输寿命提供了参考。刘华[28]则针对推进剂各材料参数对振型的影响规律进行研究，利用ANSYS对药柱振动特性进行仿真分析，并基于随机时变动力可靠度理论讨论了公路运输载荷对药柱可靠度的影响。李恩奇等[29]采用频变对的复模量模型，计算了某型固体火箭发动机的固有频率及振型，得到了运输过程中的随机振动响应，为进一步研究发动机在动力学载荷下的结构完整性奠定了基础。张波等[30]采用搭建的实时监测系统平台，测试得到了某型固体发动机在公路运输过程中界面的应力—温度响应变化曲线，对固体发动机公路运输的可靠性研究及界面性能改进均有重要意义。
实际公路运输过程中，固体火箭发动机承载的是多轴随机振动载荷。有研究提出该载荷作用时，结构的Von Mises应力响应过程近似服从双参数威布尔分布。基于此，孙金云[31]计算了长时间公路运输条件下，某型固体发动机药柱的累积损伤，并给出了频域的疲劳可靠度计算方法。朱卫兵[32]则基于Steinberg的“3o”法，定量计算了由随机载荷导致的累积损伤，并预估了战斗部装药的运输失效时间。以上结论均为固体火箭发动机结构完整性研究提供了一定的思路启发和技术支撑。
2) 随舰航行
舰载振动、挂飞振动与公路运输振动类似，不会直接导致固体发动机的结构失效，但交变的应力应变响应对固体发动机结构完整性的影响同样不可忽略。相关研究表明，舰载固体火箭发动机承载的主要是低频随机振动载荷，药柱星尖处多有应力集中现象，随着加载周期增长，推进剂药柱的脱湿过程将大幅加快。原渭兰等[33]在研究舰艇振动作用下的固体火箭发动机受力时发现，壳体受力最大，衬层和药柱所受最大应力相近，且比壳体的最大应力小很多。固体火箭发动机不会出现强度破坏，振动激励幅值的变化对固体火箭发动机响应影响明显，高频振动对固体火箭发动机响应影响不明显。
3) 挂载飞行
程吉明等[34]研究了机载导弹发动机在挂载飞行温度边界条件下药柱的结构响应特性，结果表明，药柱最大等效应变随飞行高度的增大而增大，而挂载飞行速度对药柱结构响应影响相对较小。随挂载飞行次数的增加，药柱产生累积损伤，且损伤值随单次挂载飞行时间和飞行次数的增加而逐渐增大。
目前，环境载荷作用下固体火箭发动机结构完整性的相关研究取得了长足发展，未来研究领域的重点应体现在以下3个方面。
1) 仿真实验领域本构模型的构建。构建发动机内部各主要部件的更加准确的本构模型。普遍做法是由单纯线性本构模型转为非线性本构模型的描述，构建包括壳体、绝热层、包覆层等更加详实的模型。
2) 仿真实验领域环境载荷的施加。施加最大限度接近实际环境的温度、振动、内压等载荷，提高仿真可信度。温度载荷考虑大尺度、宽范围，引入热传播的空气对流和热传导、考虑非均匀温度场的影响等。振动载荷考虑获取实际环境的振动谱，利用实际测量的振动谱作为激励是最精确的途径，但是存在耗时耗力的缺点，普遍做法是构建各运载工具的动力学模型，通过振动试验台等获取试验功率谱。
3) 技术探测领域各手段的使用。结合最新的监测手段，采用声全息、高能射线探伤、工业CT检测等技术，深入直观地描述推进剂药柱中存在的气孔、裂纹等微小缺陷或损伤，为固体火箭发动机结构完整性的研究拓展技术手段。
[1] 常新龙，龙兵，胡宽，等.HTPB推进剂低温裂纹扩展特性试验研究[J].固体火箭技术，2015，38(4)：86-89.
[2] 王小英，汪越，尹欣梅，等.NEPE推进剂低温力学性能研究[J].化学推进剂与高分子材料，2006，15(5)：64-67.
[3] 张伟，樊学忠，张腊莹，等.NEPE推进剂低温瞬态的粘弹特性[J].固体火箭技术，2009，32(3)：298-301.
[4] 潘奠华，胡明勇.固化降温过程中固体火箭发动机材料参数的影响分析[J].烟台大学学报，2006，19(1)：63-67.
[5] 李贺.考虑温度不均匀性的固体发动机药柱结构完整性分析[D].长沙：国防科技大学，2008.
[6] 曹井新.固体火箭发动机药柱可靠性分析[D].哈尔滨：哈尔滨工程大学，2007.
[7] 宗路航，杜聪，卢山，等.固体火箭发动机药柱加压固化仿真[J].固体火箭技术，2015，38(5)：653-656.
[8] 刘仔，权恩，褚佑彪，等.固体火箭发动机加压固化理论及仿真研究[J].固体火箭技术，2019，42(5)：576-579.
[9] 徐进升.复合推进剂热粘弹性本构模型实验及数值仿真研究[D].南京：南京理工大学，2013.
[10] 岳小亮.温度冲击载荷下药柱的力学响应研究[D].南京：南京理工大学，2013.
[11] HUMBLE S，MARGETSON J.Failure probability estimation of solid rocket propellants due to storage in a random thermal environment[C]//AIAA/SAE/ASME Joint propulsion conference.[S.l.]：[s.n.]，1981：1-8.
[12] HELLER R A，SINGH M P，ZIBDEH H.Environmental effects on cumulative damage in rocket motors[J].Journal of spacecraft，1985，22(2)：149-155.
[13] 王玉峰，邢耀国，李高春，等.温度循环条件下固体装药应力及累积损伤研究[J].系统仿真学报，2012，24(5)：1132-1137.
[14] 周红梅，李季颖，袁嵩，等.固化降温过程中固体火箭发动机药柱温度场应力场分析[J].导弹与航天运载技术，2015，337：104-107.
[15] 丁彪，张阳，王永.复合推进剂交变温度作用下应力应变数值分析[J].海军航空工程学院学报，2010，25(4)：391-395.
[16] 苏冰，邵中年.海洋温度条件下的固体推进剂应力应变分析[J].四川兵工学报，2012，33(4)：110-112.
[17] 宋仕雄，史宏斌，刘中兵，等.低温状态点火瞬间固体发动机药柱结构响应分析[J].固体火箭技术，2018，41(3)：278-283.
[18] 蒙上阳，董勇，杨军辉，等.大长径比自由装填式固体发动机温度载荷响应分析[J].广西科学，2011，18(2)：144-147.
[19] 王佳奇，贺绍飞，申志彬，等.低温点火条件下药柱结构完整性分析与试验[J].固体火箭技术，2019，43(2)：356-360.
[20] 邓斌，申志彬，段静波，等.考虑对流换热影响的固体发动机热力耦合分析[J].固体火箭技术，2012，35(1)：42-46.
[21] 韦世峰.温度和内压作用下装药结构完整性分析[D].西安：西北工业大学，2006.
[22] 蒙上阳，路延镇，辛健，等.温度载荷对固体火箭发动机药柱表面裂纹稳定性影响[J].广西科学，2008，15(1)：52-54.
[23] 邓康清，张路，庞爱民，等.自由装填式固体火箭发动机药柱低温点火结构完整性分析[J].固体火箭技术，2018，41(4)：428-434.
[24] YILDIRIM H C，OZUPEK S.Structural assessment of a solid propellant rocket motor：effects of aging and damage[J].Aerospace Science and Technology，2011，15：635-641.
[25] YUJI KOHSETSU.A simplified vibration model of solid rocket motor coupled with solid propellant[C]//45th AIAA/SAE/ASME Structures，structural dynamics，and materials conference.California，USA，2004：1-11.
[26] 徐伟国，毕世华.某火箭弹运输装填车的振动响应分析与实验研究[J].弹箭与制导学报，2005，25(4)：182-185.
[27] 徐新琦，袁书生.固体发动机药柱公路运输随机振动响应分析[J].固体火箭技术，2001，24(4)：33-36.
[28] 刘华.固体推进剂药柱结构完整性及可靠性分析[D].西安：空军工程大学，2009.
[29] 李恩奇，唐国金，雷勇军，等.X型固体导弹公路运输随机响应分析与减振方法[J].暨南大学学报，2005，26(1)：50-53.
[30] 张波，董可海，张春龙，等.固体火箭发动机界面实时监测系统设计与试验[J].固体火箭技术，2016，39(6)：759-764.
[31] 孙金云.固体推进剂类粘弹性材料结构可靠性分析[D].哈尔滨：哈尔滨工程大学，2006.
[32] 朱卫兵.固体火箭发动机药柱结构完整性及可靠性分析[D].哈尔滨：哈尔滨工程大学，2005，39(6)：759-764.
[33] 原渭兰，刘福友，潘浪.固体火箭发动机在舰艇振动作用下的响应分析[J].海军航空工程学院学报，2009，24(3)：259-262.
[34] 程吉明，李进贤，冯喜平，等.挂载飞行温度边界下固体发动机药柱结构响应分析[J].固体火箭技术，2019，42(3)：351-355.