基于声发射技术的T800碳纤维复合材料拉伸失效机制分析

为揭示固体火箭发动机碳纤维缠绕复合材料壳体多载荷工况下的失效机理,开展了单向T800碳纤维复合材料试件不同偏轴角度下的拉伸实验。利用声发射(AE)无损测试技术获得了试件完整波形信号,结合Pearson相关系数选取了AE信号的特征参数,通过K-means聚类算法对AE信号进行了聚类分析,同时结合扫描电镜(SEM)拍摄的微观断口形貌将不同的损伤机制与声发射聚类组对应。进一步利用代表性体积单元并结合渐进损伤方法,实现了单向复合材料损伤过程的数值模拟。分析结果表明,AE信号的峰值频率与幅值两类参数的相关系数低于0.2。采用二者对AE信号进行聚类分析,同时结合数值仿真获得的应力-应变曲线,发现纤维断裂峰值频率最高,基体开裂峰值频率居中,界面脱粘峰值频率最低,试件宏观破坏时的AE信号幅值最高。

基于NSGA-Ⅱ的固体火箭发动机壳体不同开口比封头补强优化

封头补强工艺作为壳体封头承载能力提升的典型手段,其补强工艺参数对不同开口比壳体补强后应力水平、壳体质量的影响规律不明晰。为此,构建了?300 mm壳体分析模型,并结合径向基函数(RBF)神经网络分析方法拟合优化变量与优化目标间的映射关联,开展了补强角度、补强层数、补强区域对应力响应水平的影响规律研究。最后,基于非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)获得了最优开口比以及使壳体特性系数达到最大的最优补强参数。结果表明,优化后壳体的特性系数比未补强壳体提高16.28%,比未优化的编织布补强壳体提高6.53%。研究成果可以为不同开口比壳体补强工艺参数的选定提供理论依据。

固体火箭发动机复合材料壳体铝合金接头失效有限元分析

为研究复合材料壳体卡环连接结构中铝合金接头断裂失效规律,建立了壳体后封头部位的有限元模型,并以某固体发动机壳体为对象进行水压爆破实验。通过三种铝合金接头应力、应变的仿真与实验分析,对比了等效应力准则与最大主应力准则的适用性;通过分析处理以往断裂接头及文中断裂接头的仿真数据,研究了接头发生断裂时最大主应力与材料的延伸率、屈服极限、抗拉极限之间的关系;结合得出的经验公式与有限元仿真,分析了不同铝合金材料、不同尺寸的卡环连接结构断裂时的内压,并与实验结果进行对比。结果表明,数值计算结果与水压实验测量数据的误差在4.9%之内,验证了有限元模型的正确性;相比于等效应力准则,最大主应力准则在判断接头卡环槽的薄弱位置时更加准确,并提炼出接头卡环槽处发生断裂时最大主应力的断裂系数经验公式;通过经验公式并结合有限元仿真得出的铝合金接头断裂时的壳体内压与实验爆破内压的误差分别为4.7%和3.6%,满足工程应用的需要。

某大极孔比复合材料壳体结构设计及承压力学特性研究

通过开展某大极孔比固体火箭发动机复合材料壳体结构设计及水压试验研究,探究了其在内压载荷作用下的力学行为。采用CADWind进行缠绕线型规划及铺层设计,实现壳体的高保真有限元建模,根据复合材料渐进损伤原理(特性)分析了壳体承压性能,揭示了壳体大极孔端的失效机理,并通过水压爆破试验验证计算模型的准确性。结果表明,通过CADWind进行线型、铺层设计能有效支撑大极孔比壳体缠绕成型,壳体的铺层厚度、角度输出数据与实物更加吻合,可进一步提高有限元建模精度;其次,基于Hashin失效判据的渐进损伤失效分析方法实现了壳体的破坏位置、失效模式以及爆破压强的准确预测;最终,壳体计算爆破压强20.3 MPa,试验爆压19.5 MPa,计算误差4.6%,筒段应变计算结果与实测值基本吻合。

预训练模型驱动的固体火箭发动机总体优化设计

优化设计是固体火箭发动机设计的重要手段。针对现有固体火箭发动机优化设计方法模型调用次数多、优化效率低的问题,提出预训练模型驱动的固体火箭发动机优化设计方法。基于已有设计案例,提出固体火箭发动机几何-性能参数映射方法,将已有仿真结果转化为目标需求下的训练样本,由此构建预训练模型。基于预训练模型进行初始样本点筛选和模型响应预测,结合多可信度代理模型技术,在较少仿真模型调用次数下定位问题全局最优,提升了固体火箭发动机总体优化效率。对翼柱形装药固体火箭发动机进行优化设计,结果表明,基于200个已有设计案例建立预训练模型,只需调用30次高精度仿真模型即可完成优化设计,相比于传统直接优化设计的64次模型调用可大幅减少仿真模型调用次数,提高了设计效率,验证了本方法的高效性和有效性。

基于ANSYS ACP的固体火箭发动机复合材料壳体强度分析

为了较为准确地预测封头的纤维厚度以提高封头建模的准确性,并研究载荷边界条件对1/8固体火箭发动机复合材料壳体应力求解结果的影响,提供了一种基于ANSYS ACP的纤维缠绕发动机复合材料壳体铺层设计的分析方法,并采用有限元数值模拟对一定内压下的发动机复合材料壳体进行强度研究。基于网格理论,结合三次样条函数法预测发动机复合材料壳体的封头厚度,并采用ANSYS ACP中的插值表功能模拟封头段连续变化的缠绕厚度和缠绕角度,通过在ANSYS Workbench中对1/8发动机复合材料壳体有限元模型施加一定载荷及边界条件,对壳体的应力、应变进行了求解和分析。结果表明,采用位移对称边界会在约束处造成局部区域的应力分布不均,所设计的发动机壳体基本满足在12 MPa内压下的强度要求,在18 MPa最小设计爆破压强下,过渡段是壳体的应力薄弱区域。文中所采用的分析方法可以为在ANSYS Workbench中对固体火箭发动机复合材料壳体的设计和强度研究提供借鉴。

固体火箭发动机复合材料燃烧室外压稳定性研究

为了研究固体火箭发动机的外压承载能力,采用非线性有限元分析方法,对未填充药柱复合材料壳体、带药燃烧室的外压承载能力进行了仿真分析,并采用试验方法对仿真结果进行校验。研究结果表明,带药燃烧室的外压承载能力明显高于未填充药柱的复合材料壳体,药柱对燃烧室的承载能力有增强效果。此外,燃烧室内部充压能够有效提高其外压承载能力,且内部压强与燃烧室外压承载能力几乎呈线性关系。同时,还发现对于环槽加中孔药型,当药柱模量较低时,筒段为外压承载的薄弱部位,药柱模量增加有利于提高燃烧室失稳外压临界值;但是当药柱模量增加至一定程度时,封头由于环槽部位药柱肉厚较薄而转变为新的薄弱部位,药柱模量增加燃烧室失稳外压临界值并不增加。

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。

碳纤维复合材料发动机壳体用韧性环氧树脂基体的研究

在综合考虑粘度 -力学性能 -耐热性能的基础上 ,开发了一种适用于碳纤维复合材料固体火箭发动机壳体湿法缠绕成型的韧性环氧树脂基体。用 DSC,FT- IR等分析手段对该树脂基体的固化反应动力学参数、树脂基体固化物性能和复合材料性能进行了系统研究。结果表明 ,该树脂基体粘度小、适用期长、韧性高 ,与碳纤维界面粘接好 。

基于网络理论的固体火箭发动机纤维缠绕壳体优化设计

基于网络理论按爆破压强设计的纤维缠绕壳体基本方程,在结构、工艺等约束条件下,选取不同纤维材料,以壳体质量为目标,利用线性多步法和复合形法,优化设计纵向层平面缠绕、圆筒部分在环向缠绕的固体发动机纤维壳体的材料密度、纤维拉伸强度、缠绕角和极孔半径,并给出算例。计算表明,比强度是影响纤维壳体质量的最重要因素。

轴压载荷作用下全复合材料裙与壳体搭接区的结构分析

对轴压载荷作用下固体火箭发动机复合材料裙与壳体搭接区的受力变形情况及承载能力进行了有限元分析，应用板壳理论对搭接区进行了分析，证明有限元计算结果合理可信；对裙搭接长度在40～60mm范围内进行了寻优计算。结果说明，搭接区裙外铺层是搭接区最薄弱的环节；影响搭接区承载能力的主要结构因素有裙尖厚度、裙外铺层厚度、直段橡胶长度；随裙搭接长度的增大，搭接区承载能力呈现先增大后减小的趋势，存在搭接区承载能力的极大值。该分析方法和结果可供搭接区分析设计参考。

固体发动机壳体弹塑性问题的实验应力计算方法

根据弹塑性力学的基本理论,归纳出固体发动机壳体水压试验弹塑性问题的应力计算方法,并针对31Si2MnCrMoVE壳体材料编写了FORTRAN程序。该方法与有限元法的计算结果相比,误差不超过3.3%,验证了该方法的正确性。根据实际测得的3组试验数据,采用该方法计算出的结果和实际相符,进一步证明了其正确性。

应变率对复合材料壳体外压性能的影响

对Φ200 mm的复合材料壳体的应变率相关性进行了试验研究。分别对准静态和应变率约为0.105 s-1的动态情况进行了试验。在动态加载过程中,采用了航天四院设计的脉冲压力发生器和外压试验装置,该装置可在10～200 ms将结构件加载至破坏。试验结果表明:复合材料壳体具有比较明显的应变率相关性,与准静态加载条件相比,当应变率达到0.105 s-1时,Φ200 mm的复合材料壳体其外压承载能力可以提高1.55倍左右。

固体火箭发动机纤维缠绕壳体承载能力研究

为解决某型固体火箭发动机复合材料壳体承载轴压与弯矩能力不足问题,依据原壳体实体及其在轴压与弯矩联合载荷作用下的静力试验,建立了该壳体的有限元数学模型,并进行了静力计算和稳定性分析。计算分析表明,原壳体破坏的原因是层间剪切强度失效,复合材料基体开裂,局部屈曲和后屈曲破坏发生在铝裙尖端部位。提出用S-2玻璃纤维代替F12纤维做为裙外铺层改进原壳体结构,有效地约束了屈曲波形,提高了结构承载能力,解决了工程难题。

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。

高性能有机纤维复合材料及其界面性能

综述了高性能有机纤维复合材料在固体火箭发动机壳体的发展应用及其表面改性方法、界面性能的表征 ,并用实验数据探讨增强材料、树脂系统及复合材料界面对壳体性能的影响 。

固体火箭发动机壳体缓释技术研究进展

固体火箭发动机壳体缓释技术是提高固体火箭发动机服役安全性的重要技术手段之一。文章梳理了国内外固体火箭发动机壳体缓释技术方面的研究进展,根据各技术能够提供的排气泄压通道面积大小,将壳体缓释技术分为整体失强、头/筒分离和局部排气三大类,系统地对比了各项技术的设计思路、工作原理和实用效果。结合国外地地导弹、空空导弹和舰空导弹等导弹发动机壳体缓释技术应用实例和低易损性试验结果,阐明了壳体缓释技术对固体火箭发动机服役安全性的提升作用。最后,给出了使用发动机壳体缓释技术进行安全性总体设计的设计思路,并提出了固体火箭发动机安全性设计中应重点考虑排气通道临界面积和排气通道开启时刻两个关键因素。文中所述的研究进展可为固体火箭发动机服役安全性设计和优化提供参考。

固体火箭发动机复合材料壳体细观力学仿真分析

根据固体火箭发动机复合材料壳体逐层缠绕的实际工艺进行复合材料壳体细观力学有限元计算方法研究,并针对复合材料壳体封头纤维缠方向(缠绕角)和厚度从赤道到极孔不断变化、纵向缠绕层间有经纬双向织物进行补强的结构特点,编制计算程序,精确计算出封头部位每个纵向缠绕层缠绕角的大小以及缠绕层随半径变化的层厚,采用编程与商用软件相结合的方法,较真实地建立固体火箭发动机复合材料壳体有限元分析模型,并模拟水压试验工况进行了有限元仿真计算,计算结果与水压试验结果误差在8%以内。

药柱内表面应变与壳体应变的关系

由固体火箭发动机药柱变形过程中的体积不变原理,推导出内压作用下圆管药柱内表面环向应变与壳体环向应变的关系式。利用这一关系式,可由壳体圆筒的环向应变预报药柱内表面的环向应变,在发动机工作过程中可对药柱内表面环向应变进行实时监测。给出了药柱m数的确定方法,表明m数不仅与最大工作压强、药柱力学性能有关,也与壳体结构,及其材料的力学性能参数有关。在最大工作压强作用下,得到了壳体圆筒所允许的最大环向应变。

固体火箭发动机壳体特性系数

讨论了固体火箭发动机壳体特性系数的定义,给出了钢壳体和纤维缠绕壳体特性系数的表达式。结果表明,壳体特性系数不仅与壳体材料的比强度有关,还与壳体封头结构及圆筒长径比有关;对纤维缠绕壳体,特性系数还与纤维的体积含量有关。因此,将壳体特性系数作为壳体材料的性能常数是不正确的。在其他条件相同的情况下,增加圆筒长度是提高壳体特性系数的有效方法。