在固体火箭发动机结构完整性分析中,衬层/推进剂药柱粘接界面的脱粘是完整性被破坏的关键形式之一。导致固体火箭发动机界面脱粘的原因包含物理的和化学的两个方面,在各种工况载荷作用下发动机界面附近的应力集中及材料损伤是产生脱粘的主要物理原因。发动机点火后燃气进入脱粘腔,使脱粘腔变形并获得额外的燃烧面积,从而导致更强的载荷。这种正反馈可能使脱粘面进一步扩展,导致出现燃烧室压力失控甚至发动机爆炸的灾难性后果。因此,研究固体火箭发动机界面脱粘的机理和扩展规律,是固体火箭发动机结构完整性分析的重要课题。由于固体火箭发动机的推进剂药柱是一种粘弹性材料,衬层和绝热层也具有粘弹性性质,因此其界面脱粘问题实际上是弹性-粘弹性或双粘弹性各向同性材料界面裂纹问题,对该问题的研究涉及到粘弹性力学、界面断裂力学和燃烧学等相关学科。本文研究了适合于固体火箭发动机界面脱粘分析的数值方法。基于粘弹性积分型本构关系,建立了粘弹性增量有限元。将界面元引入粘弹性分析,建立了粘弹性增量界面元列式。为充分利用界面元法应力精度高、有限元法适用范围广的优点,还建立了分区界面元-有限元法列式,为粘弹性界面断裂力学分析奠定了方法基础。结合算例说明了该方法在固体火箭发动机结构完整性分析中的适用性。研究了粘弹性界面断裂的性质和断裂参量的计算方法。对本构关系由Prony级数描述的含界面裂纹的双粘弹性材料无限大板,分别研究了受Ⅰ、Ⅱ型混合外载及Ⅲ型外载的情况,用Laplace变换将其时域基本方程变换到频域,根据对应原理,将粘弹性常数代入弹性解,得到频域中的粘弹性解。采用修正的Durbin数值反变换,得到了离散的时域解。计算表明,粘弹性界面裂纹的断裂参量表现为时间相依性,粘弹性界面裂纹的扩展一般为延迟失稳。在裂纹问题的数值研究中,为了提高计算精度、减轻计算工作量,构造了粘弹性相似界面单元,利用裂尖附近相似单元刚度阵相似的特点,采用聚缩法形成裂尖超级单元。算例表明该方法能很好的用于粘弹性界面裂纹的断裂分析。建立了同时考虑界面层损伤和界面两侧两相粘弹性材料损伤的界面元模型。对于该模型中的界面层,其本构关系由内聚力模型给出。其损伤由界面法向、切向的相对位移及其对应的临界值所决定。对于两侧的两相材料损伤则根据不同的材料性质由相应的损伤演化方程给出。固体推进剂药柱这类高聚合物的损伤由其银纹区的损伤演化