固体发动机壳体工作状态塑性流动数值模拟

采用二维轴对称模型及有限元数值计算方法,对固体火箭发动机壳体在高压下的应力分布进行了分析和计算,获得了发动机壳体在工作条件下的塑性形变及应力场的分布。其结果可供基于塑性形变的壳体评估及可靠性设计参考。

基于ABAQUS的固体火箭发动机壳体外压屈曲分析

利用有限元分析软件ABAQUS对固体火箭发动机壳体进行外压屈曲分析。通过理论公式计算结果和有限元计算结果对比,当光壳体长径比不小于8时,有限元计算结果和Mises公式计算结果的误差在2.7%范围内,验证了有限元计算方法的准确性。采用有限元计算方法分析了带不同定心部壳体的屈曲性能,可以看出:相较于增加定心部的轴向长度,增加定心部的厚度对壳体抗屈曲性能的提升更为显著;定心部位置越靠近壳体中间,壳体的抗屈曲性能越好;定心部尺寸的约束下,由中间1个定心部增加到三个定心部均布,壳体临界失稳压力增加了36.1%。

固体火箭发动机壳体的随机有限元分析

利用二阶矩法推导出圆柱壳和椭球壳基于弹性失效设计准则的中径公式的可靠度指标计算公式,并将其应用于某型号固体火箭发动机壳体的算例中。同时,利用Ansys软件建立该固体火箭发动机壳体有限元模型,在确定性有限元分析的基础上,对其进行随机有限元分析,求出结构的可靠度。分析表明,以材料的力学性能参数、壳体的几何参数为随机变量的固体火箭发动机壳体的可靠性设计是科学和必要的。最后,对输出的功能函数进行灵敏度分析,为结构参数的优化设计提供参考。

固体火箭发动机壳体复合裙RTM成型技术

树脂传递模塑工艺(RTM)可实现复合材料承力构件高表面质量净尺寸成型。以A配方为树脂基体、3K缎纹碳布为增强材料,采用RTM工艺制备了固体火箭发动机壳体复合裙。分析了A配方的RTM工艺特性及树脂浇铸体性能,介绍了复合裙注射模具和注射设备,讨论了RTM工艺参数及复合裙材料性能。结果表明:RTM复合裙纤维体积分数达54. 5%,联合载荷(轴压+弯矩)条件下轴压达748 kN,弯矩达94 N·m;纯轴压载荷达1 062 kN,纯弯矩载荷达143. 1 N·m,壳体复合裙整体强度高,满足设计和使用要求。

大长径比固体火箭发动机壳体轻量化设计

针对目前对大长径比碳纤维复合材料壳体封头部位补强及壳体轻量化减重问题,基于网格理论,完成Ф180 mm固体发动机燃烧室壳体的铺层设计,然后设计壳体螺旋缠绕层厚度减薄,采用碳布、碳纤维编织预浸封头帽两种方式对封头补强;根据三次样条公式,计算出封头位置厚度曲线;通过有限元ABAQUS仿真软件对三种结构形式进行模型分析计算,研究壳体应力状态及爆破压强;进行壳体试制及水压爆破试验,研究分析碳布补强和碳纤维编织预浸封头帽对封头补强的影响。结果表明:碳布补强效果不明显,而按照一定纵环比编织的碳纤维预浸封头帽强度远大于碳布增强,其补强强度与螺旋缠绕强度基本一致;采用碳纤维编织预浸料封头帽补强较基础样本成型方式重量降低14.1%。

固体火箭发动机壳体的模态分析

不稳定燃烧是固体火箭发动机的一种不正常的工作状态,这种不稳定燃烧可使燃烧室压强振荡的振幅达到相当大的量级,使发动机产生强烈的振动,可能使燃烧室壳体或推进剂装药受到破坏,从而引起发动机爆炸.利用大型有限元分析软件AN SY S对固体火箭发动机壳体进行了模态分析,并获得了对其强度和性能影响强烈的频率,此结果对研究固体火箭发动机的动力学特性及不稳定燃烧进行了理论分析、预测和防止压强发生振荡具有重要作用.

基于干法缠绕的固体火箭发动机壳体补强工艺研究

本文开展了基于干法缠绕成型工艺固体火箭发动机复合材料壳体样件的力学特性研究。通过建立基于三次样条厚度预测方法的封头精细化数值模型,利用Hashin失效判据对壳体爆破压强进行预测,并结合试验结果,分析了固体火箭发动机壳体的水压爆破失效行为。基于该数值模型,探究了补强角度、补强厚度和补强区域对壳体爆破行为的影响。结果表明:封头精细化补强对壳体的承载性能有较大提升,通过40°补强层进行封头补强,壳体爆破压强提升了约50%;在一定范围内,壳体的爆压压强随着补强层的增加而增加;针对破坏位置的局部补强对壳体水压爆破强度有一定的提升,但壳体封头处未补强的区域会因为强度不足而发生破坏。研究成果对基于干法缠绕工艺的固体火箭发动机壳体的研制具有重要参考意义。

固体火箭发动机壳体复合材料参数对导波传播特性影响的研究

固体火箭发动机壳体制造主要采用钢/玻璃钢复合材料,但仍没有有效可靠的方法对其进行无损检测。采用超声导波检测是较有前景的检测手段,针对钢/玻璃钢粘接复合结构中玻璃钢材料参数的多变情况,根据弹性动力学理论,分析超声导波在管道中传播时的传播特性。首先根据给定材料参数计算频散曲线,确定可对该复合材料检测的导波模态;然后依据玻璃钢的泊松比、密度、弹性模量及厚度等材料参数的波动范围,计算出所选模态的群速度频散曲线的变化情况;最后分析结果表明,在检测频段范围内,同一频率下L(0,2)模态的群速度随着材料泊松比、密度及厚度的增大而减小,随着材料弹性模量的增大而增大。

固体发动机金属材料和复合材料壳体水下力学特性分析

为了研究固体发动机金属材料壳体和复合材料壳体水下力学特性,建立了两种材料的发动机壳体有限元模型,分别对其进行了屈曲分析、频率响应分析和模态分析。分析结果显示:金属材料壳体抗轴压能力和抗振能力较复合材料壳体弱,若金属材料壳体前后封头人工脱粘材料强度不够,则有可能遭致破坏而使发动机失效。但无论是金属材料壳体还是复合材料壳体,其模态频率都较低,与其在振动时产生最大位移时的频率相差较大,因此,两种材料的壳体均不会与水下航行体发生共振。

固体火箭发动机壳体接头形式

固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室,同时还是火箭或导弹的弹体,是构成发动机质量的最主要部分,对发动机性能影响极大。发动机壳体材料大体经历了四代发展过程,第一代为高强度金属材料(超高强度钢、钛合金等);第二代为玻璃纤维复合材料;第三代为有机芳纶复合材料;第四代为高强中模碳纤维复合材料。目前,大多数固体发动机壳体都采用复合材料结构。

改性氧化石墨烯在固体火箭发动机壳体上的应用研究

研究了改性氧化石墨烯(MGO)增强环氧树脂基体及其在固体火箭发动机壳体上的应用,并通过湿法缠绕制作了Φ400mm纤维缠绕壳体,测试了MGO增强环氧树脂粘温特性、树脂浇铸体力学性能和热性能、纤维缠绕单向板/NOL环常温及165℃下的机械性能。结果表明,MGO增强环氧树脂具有较好的缠绕工艺性和适用期,40℃下8h后粘度仅为685cP;MGO改性树脂具有较好的粘接浸润性和载荷下的应力传递能力,提高了复合材料的力学性能和耐热性。添加1.5wt.%MGO增强环氧树脂制备的浇注体,Tg达到242.1℃,NOL环和单向板层间剪切强度分别提高了24.1%及14.7%,制备的Φ400mm固体火箭发动机纤维缠绕壳体水压爆破压强达到15.2MPa。

复合材料发动机壳体在航天运载中的应用

本文扼要地分别介绍了作者参与研制的运载火箭固体上面级和固体小运载的三种型号复合材料发动机壳体的研制过程和应用情况,简述了复合材料发动机壳体在我国的研究发展历程,评述了复合材料发动机壳体的研究现状和发展前景。

固体发动机金属壳体轴压屈曲特性代理模型研究

为快速分析固体发动机金属材料壳体轴压屈曲的线性及非线性临界载荷,提出了一种基于PSO-Kriging方法的壳体屈曲特性快速预测代理模型。首先,通过优化的拉丁超立方试验设计方法采样得到500个壳体设计方案;然后,利用ANSYS软件对壳体屈曲特性响应值进行批量计算;最后,基于PSO-Kriging方法,根据已知试验设计样本的输入变量及输出响应数据,构造形成了固体发动机金属壳体轴压屈曲特性代理模型。分析结果表明,该代理模型的屈曲特性预测时间小于1 s,预测结果与ANSYS仿真结果相比,最大相对误差不超过10%。

固体火箭发动机壳体碳纤维复合材料的溶胀降解

目的 降解固体发动机壳体,回收其高性能碳纤维。方法 首先通过N-甲基吡咯烷酮(NMP)、二甲基甲酰胺(DMF)、二甲基乙酰胺(DMAC)、乙酸(CH3COOH)4种有机溶剂对混合树脂为基体的CFRP溶胀效果比较,分析不同的因素(温度、时间)对溶胀的影响。然后将溶胀后的固体发动机壳体复合材料在二乙二醇(DEG)-氢氧化钾(KOH)体系中低温常压降解处理。结果 经过2h溶胀处理,NMP对固体发动机壳体复合材料具有最好的溶胀效果,溶胀率达到180.81%,远超DMF、DMAC、CH3COOH溶胀效果。温度对各溶剂的溶胀效果均存在明显的影响。溶胀溶剂与聚合物基体基本不发生化学反应。可通过旋转蒸发再生。在DEG-KOH体系中,树脂降解率接近100%,同时可得到表面清洁、力学性能保留90%以上的碳纤维(CF)。结论 得到了一种固体发动机壳体复合材料绿色处理的手段,实现了胺固化环氧树脂基碳纤维复合材料的降解回收。

固体火箭发动机增强复合材料壳体标准化现状

纤维增强复合材料具有可设计强,比强度高、比模量高等优点。文章通过分析纤维增强复合材料壳体的优点,对比国内外相关复合材料标准化的现状,指出了现阶段存在的问题,并给出了国内固体火箭发动机壳体用复合材料标准化体系的发展建议。

焊接方法对D406A薄壁壳体马鞍形接头残余变形的影响

含大尺寸马鞍形焊缝薄壁壳体的焊接变形规律复杂、焊后矫形难度大。本文采用试验测试和数值模拟相结合的方法定量评估了用激光焊取代传统TIG电弧焊后含大尺寸马鞍形焊缝D406A超高强钢固体发动机壳体(MKT)焊接残余变形的控制效果。论文建立了D406A超高强钢焊接过程的三维热弹塑有限元模型;开展了含大尺寸马鞍形焊缝D406A超高强钢筒体试验件(MTT)的TIG焊试验;采用三维全场静态变形测量系统(XJDP)测量MTT焊后残余变形,并用于D406A超高强钢焊接三维热弹塑有限元模型的修正和验证;采用验证后的有限元模型计算获得了MKT的TIG焊接残余变形和激光焊接残余变形。结果表明:两种方法焊接MKT后引起的残余变形趋势相同;激光焊接后MKT的残余变形最大值为1.68mm,远远小于手工TIG焊的最大焊接残余变形7.23mm。研究结果将为含复杂形状长焊缝超高强钢固体发动机壳体焊接工艺的更新换代提供数据支持。

基于爆破试验的CFRP固体火箭发动机壳体的可靠性设计

根据GJB 1878-94制备了8个碳纤维缠绕复合材料压力容器,通过试验获得壳体的纤维强度、缠绕角、几何尺寸、爆破压强等随机变量特征值,利用这些实验数据对固体火箭发动机壳体进行可靠性设计,并与传统的安全系数法设计进行比较。结果表明,使用可靠性安全系数法设计可以实现安全性和经济性的统一。分析了材料的力学性能参数及壳体的几何参数等随机变量的变异系数对CFRP固体火箭发动机壳体爆破压强分散程度的影响。纤维应力、壳体纤维层厚度和壳体半径的变异系数的大小直接影响了爆破压强的分散程度;而纤维缠绕角除其变异系数的大小直接影响爆破压强的分散程度外,其参数均值也对爆破压强的分散程度有影响。

高性能环氧/碳纤维缠绕壳体制备及其性能研究

介绍了一种高性能环氧基碳纤维固体火箭发动机壳体的制备,分析了壳体水压爆破压强、容器特征参数(pV/W)和应变,找出了影响壳体性能的因素。

超高强钢固体火箭发动机壳体激光焊关键技术研究进展

激光焊接技术是提高超高强钢固体火箭发动机加工精度、加工效率和服役安全性的重要技术手段。梳理了国内外超高强钢中厚壁结构全位置激光焊接、单道全穿透焊接、功率调制激光焊接和激光焊熔池动力学仿真模拟等关键技术的研究进展,系统地展示了这些新进展在超高强钢固体火箭发动机壳体激光焊接质量控制方面的潜在应用价值。所述的研究进展可为我国超高强钢固体火箭发动机壳体的优质高效制造提供参考。

金属内衬纤维增强复合材料筒体设计

研究了金属内衬纤维增强复合材料筒体的设计方法,推导出了环向及螺旋加环向纤维缠绕的金属内衬筒体计算公式。以算例表明,该方法在保证壳体爆破强度前提下,达到了壳体减重和增加刚度的效果。本研究以固体火箭发动机壳体设计为背景,可以延伸用于一般压力容器。