固体火箭发动机装药、总装质量与可靠性信息管理探析

阐述了固体火箭发动机装药、总装厂在研制批产并举、军民品同步发展的形势下,如何做好质量信息管理工作,并对当前信息管理工作中存在的问题进行了剖析,提出了解决方案。

固体火箭发动机装药状态监测研究进展

固体火箭发动机的健康状况在很大程度上取决于装药的实时状态,因此对装药状态进行监测是确保固体发动机结构完整性和使用可靠性的重要基础。本文从环境状态监测、化学状态监测、力学状态监测以及监测数据综合应用4个方面综述了相关的研究进展,指出了装药状态监测的必要性,多方面总结了装药状态监测取得的研究成果与存在的不足,并针对监测技术手段及监测数据应用等方面提出了发展构想。分析认为,监测技术应聚焦在嵌入式传感器相容性技术、新理念传感技术以及长寿命技术等方面,监测数据应用方面应大力建设数据库、诊断和预测健康管理系统,以期借助有限元模型更新方法推动固体火箭发动机全寿命数字孪生技术的发展。

固体火箭发动机装药结构完整性分析的基础问题及研究展望

固体火箭发动机(Solid Rocket Motor,SRM)主要由固体推进剂制成的药柱、燃烧室、喷管(含推力方向控制装置)和安全点火装置四大部分组成,由于SRM具有结构简单、便于装载,而且适于长期贮存等优点,已成为战略和战术导弹武器系统的主要动力装置和核心部件。因此,分析全寿命周期内(生产、贮存、运输、弹射、点火发射等)不同使役载荷下SRM的结构完整性,对于确保武器装备的使用可靠性和安全性具有重要意义,也是进行武器装备贮存延寿的基础性工作。

固体火箭发动机装药结构完整性冷增压试验研究

为研究固体火箭发动机(Solid rocket motor,SRM)点火阶段药柱的结构完整性,建立了气/液组合介质冷试车快速建压试验系统。该系统建压速率达300 MPa/s以上,可有效模拟发动机低温点火冲击过程。采用该系统对两台某发动机进行了多次低温冷增压试验,并完成冷增压试验后的热试车试验,获得了装药结构完整性失效边界,并初步验证了冷增压试验系统对某发动机安全工作无影响。

长尾管固体火箭发动机内部流动特性仿真分析

为分析长尾管固体火箭发动机的内部流动特性,编制微分内弹道程序进行发动机内弹道解算;同时采用自定义函数建立质量进口条件、动网格技术模拟燃面推移、欧拉-拉格朗日模型结合粒子随机游走模型,对无长尾与有长尾结构固体火箭发动机三维两相瞬态内流场展开对比研究,对比了发动机的性能,分析了长尾结构对气相流动特性与不同直径颗粒的运动分布的影响。分析结果表明:内弹道与流场仿真的发动机平衡压力基本一致。有长尾结构带来了沿程阻力损失,内部平衡压强要高于无长尾结构发动机压力,导致了装药燃烧加快,输出推力反而减小;燃气流经长尾区域流速增加明显,但粒子作用会导致轴线附近流速与温度的震荡,温度整体变化小,故此区域热防护应该重点考虑;由于惯性,粒子在长尾区域先汇集后发散,随粒径增加,粒子汇集区越靠前,散布程度越大,气流对粒子运动作用越小。

固体火箭发动机药柱结构完整性研究进展

从推进剂及粘接界面力学性能、推进剂及粘接界面失效、发动机药柱及推进剂数值仿真方法、发动机药柱结构试验技术四方面,对药柱结构完整性发展现状进行了全方位多角度的评述,分析了目前固体发动机药柱结构完整性研究所面临的挑战,指出未来应重点发展推进剂和粘接界面力学特性及失效的多尺度表征和测试方法、先进数值仿真方法和发动机药柱结构试验技术,以及开发药柱结构完整性评估一体化平台。

固体火箭发动机药柱CT图像缺陷分析技术研究进展

药柱缺陷是影响固体火箭发动机安全工作的重要因素。为确保固体火箭发动机的安全性,需要对药柱进行无损检测,通过对三种主要的无损检测方法进行比较分析,认为工业CT探伤是目前最有效的检测手段。分别从图像缺陷分割和缺陷特征识别两方面综述传统的缺陷分析方法。深度学习的快速发展为药柱CT图像缺陷分析提供了新的研究思路,而且基于深度学习的方法将提高缺陷分析效率和算法的鲁棒性,为实现图像缺陷分割及缺陷识别一体化提供技术途径。分别从基于目标检测的缺陷特征识别、基于全卷积神经网络的缺陷分割和基于Mask R-CNN的缺陷分析三方面对深度学习在药柱CT图像缺陷分析的应用进行了总结和分析。

基于对偶神经网络的固体火箭发动机药柱非线性粘弹性力学分析方法

针对固体火箭发动机药柱非线性理论及有效数值方法研究中大量亟待解决的问题,通过粘弹性对应原理,将非线性粘弹性力学问题对应为弹性力学问题进行求解。给出对偶神经网络对弹性力学问题的求解方法,计算得到非线性粘弹性本构关系中的瞬时应力分量,准确构造粘弹性本构关系。为得到泊松比拟合模型中的未知参数,引入自定义神经网络拟合方法对其进行拟合。运用对偶神经网络积分法对粘弹性本构关系中的积分问题进行求解,得到材料的现时应变分量,从而实现一类非线性粘弹性力学问题的精确求解。数值算例表明,该方法是一种可用于求解固体火箭发动机药柱非线性粘弹性问题的高效、高精度计算方法。

固体火箭发动机装药贮存寿命预测方法

针对固体火箭发动机装药贮存寿命预估的难题,开展了固体火箭发动机贮存可靠性、装药老化性能、药柱结构完整性分析等几个方面的研究,建立了GM-RBF网络模型、基于修正Ar-rhenius的交变温度预测模型、基于加速老化和结构完整性分析的装药贮存寿命预估模型,从不同角度来对装药贮存寿命进行组合预测。在此基础上,设计和开发了预测系统,通过实验数据和仿真分析,得到实例的装药贮存寿命区间为10.5～13.2y。研究表明:这种组合预测的方法避免了单一算法的局限性,提高了预测精度。

固体火箭发动机装药缺陷失效判定研究的发展和展望

阐述了近年来固体火箭发动机装药缺陷失效判定研究的一些进展,目前世界各国还未发现统一而完善的缺陷失效判定方法。根据最近相关领域新技术的出现与军事斗争的需要,展望了这一研究领域未来的发展趋势。

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

利用三维有限元方法,通过热-机耦合,分析一种自由装填式固体火箭发动机药柱从药柱固化降温到低温点火整个过程中发动机的温度场、总位移、等效应力和等效应变的变化情况,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的受力情况的不同,并根据最大应变能理论,分析了两种情况发动机药柱的结构完整性;得出了在温度和压强双重载荷下,模量、泊松比、药柱/壳体粘接高度等参数对发动机药柱结构完整性的影响规律,表明该型发动机药柱/壳体粘接高度不宜超过40 mm。

基于知识工程的固体火箭发动机装药设计技术研究

为了实现对以往设计经验及知识的继承和重用,在固体火箭发动机装药设计中引入了基于知识工程的设计思想。首先建立了装药设计的SBF表示模型,从产品设计的角度说明了装药设计实质;然后完成了药形选择的神经规则表示;同时,实现了基于案例推理的药形几何参量确定,具体内容包括建立尺寸无关药形几何参量的案例表示模型,给出基于案例推理的药形几何参数确定算法。最后,结合实际应用对上述工作进行了具体实践;并针对实际型号进行了装药设计。通过对设计结果的正确性验证,证明该技术可行、有效。

基于ACIS几何造型平台的固体火箭发动机装药设计

以三维几何造型内核软件ACIS为平台,采用实体造型法进行装药设计,提出了偏移操作复杂燃面和分段控制燃面退移过程的方法,从而解决了装药燃面退移时商业软件无法克服的自相交和特征形体消失等问题。同时,总结了在该平台上进行装药设计的基本原则和方法,即消除几何尖锐点,确保几何形体间相对独立和间接构造复杂结构的装药等。另外,还提出了一个以图形系统为核心,综合装药药形设计、内弹道计算、结构完整性分析和报表输出功能的装药集成设计方案。最后,给出了一个星槽管形装药算例。

固体火箭发动机装药缺陷原因分析及无损检测方法的研究

分析了固体火箭发动机的装药缺陷及其产生原因,阐述了装药缺陷对固体发动机可靠稳定工作的影响与危害,进而强调了对装药进行无损检测的重要性和必要性;随即介绍了装药无损检测技术的现状,列举比较了几种常规检测方法,为固体火箭发动机无损检测领域的应用研究提供了借鉴与参考.

固体火箭发动机装药缺陷特征及危害性影响分析

为得出表征固体火箭发动机缺陷危害性影响因素的参数,统计归纳了其存在的各种缺陷,详细分析了脱粘、夹渣、气泡、裂纹等缺陷的形状特征、位置特征和灰度特征,通过灰度特征分析得出了缺陷周围灰度变化规律。分析了不同位置、不同表面积和不同走向的缺陷对固体火箭发动机造成的不同危害性影响,得出表征缺陷危害性影响因素的参数为缺陷的几何中心、缺陷的表面积、缺陷的最大直径长度、最大直径与轴向夹角。

固体火箭发动机装药端面燃烧燃速畸变现象分析

分析比较了引发固体火箭发动机装药燃速畸变的因素,如壁面附近的增塑剂、固化剂的迁移以及细氧化剂聚集等。认为固体装药燃速畸变现象产生的根本原因是壁面附近的氧化剂颗粒质量分数高于中心区域,氧化剂平均粒度低于中心区域。为验证这一理论分析,用基于粒状扩散火焰(GDF)模型得到的推进剂燃速计算公式,以氧化剂的含量和粒度为变量,计算了AP推进剂的燃速。结果表明,燃速计算值的变化趋势与理论分析结果相一致。

固体火箭发动机装药修补可视化

随着计算机图形技术的飞速发展,可视化技术应用于固体火箭发动机领域变得不仅必要而且可能。以固体火箭发动机装药修补为例,介绍了运用 OpenGL 进行交互可视化编程的方法和步骤,并给出了可视化效果图。

装药结构对固体火箭发动机烤燃温度分布的影响

为研究装药结构对固体火箭发动机烤燃特性的影响,以装填HTPE推进剂的固体火箭发动机为研究对象,建立了复合、单孔管形及星孔形3种装药结构的固体发动机烤燃模型。以1和2℃/min的升温速率对小尺寸HTPE推进剂烤燃试样进行烤燃实验,以实验结果为基础,修正了推进剂材料参数。利用Fluent软件对3种装药结构在不同升温速率(β)下的烤燃行为进行了数值模拟。结果表明:装药结构对固体火箭发动机的烤燃响应时间、点火点和快/慢速烤燃的划分都有影响;星孔形装药会导致点火点出现跳跃性变化的临界升温速率效应,而单孔管形装药不存在此现象。在本研究条件下,包含星孔段的复合装药发动机的临界升温速率为0.2℃/min,星孔形装药发动机的临界升温速率为0.3和0.5℃/min,即当0.3℃/min≤β≤0.5℃/min时点火点发生跳跃变化。

某固体火箭发动机装药加速老化试验与贮存寿命预测

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。

三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程研究

为了对复杂三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程进行深入研究,基于FLUENT软件的UDF模块,进行了三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程的数值计算,并与实验结果进行了对比,结果表明:星型段的点火相对圆管段存在一定点火滞后;采用纯六面体结构网格结合弹性光顺法、动态分层法及局部网格重构法可以实现近似的三维双燃速装药燃面推移过程计算,但仍需在非结构网格结合局部重构法方面进行深入研究;总的来说,仿真结果与实验结果符合较好。