温度载荷对固体火箭发动机药柱表面裂纹稳定性影响

为了探讨环境温度对固体火箭发动机点火发射时药柱内表面裂纹稳定性的影响,以翼锥-过渡伞盘-圆柱组合药型的发动机为例,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,计算在不同环境温度下点火发射时裂纹的应力强度因子。结果表明,药柱表面裂纹在伞盘顶端和圆柱段表面不会以张开方式扩展,伞盘顶端裂纹不会以滑开方式扩展,圆柱中段表面裂纹除低温外,在高温和常温点火发射时均自动止裂;伞盘裂纹若扩展将以撕开方式失稳扩展,低温较高温点火发射危险,圆柱中段表面裂纹可能以撕开方式扩展,高温较低温更为危险。     

基于J积分分析固体火箭发动机药柱界面裂纹的稳定性

为探讨某型固体火箭发动机药柱前端壳体/绝热层、绝热层/包覆层、包覆层/推进剂界面裂纹在点火发射时的稳定性,采用3维黏弹性有限元方法,通过在3维J积分柱面内脱黏裂纹尖端上构建奇异界面裂纹单元的方法提高计算精度,分别计算随着界面裂纹沿界面扩展不同深度的J积分,根据J积分随脱黏裂纹深度与位置的变化规律探讨脱黏裂纹的稳定性.结果表明,发动机点火发射时,对应发动机前翼槽结构的各界面裂纹J积分值为全局最大,并且各界面裂纹的J积分值随着脱黏深度的增加呈单调增长趋势,即当界面裂纹脱黏深度到达一定的深度后将失稳扩展.      

固体火箭发动机推力测试系统

为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求,给出安全储存可靠评价,开发研制了固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对50-310mm口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试,数据采集系统采用GJB770A--97的发动机静止试验法。经过实装测试,试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效,测试结果的推力时间曲数据准确,一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。     

固体火箭发动机高速旋转试验台设计

结合现有试验台的改造和重新设计,从方案设计、动力源选择、轴系部件设计、传感器选用与安装等角度,分析了在高速旋转试验台设计中应考虑的主要问题.提出了新的改进设计方案,实践检验是完全可行的,该设计方案实现了高速旋转条件下固体火箭发动机推力、压力的同时测量,解决了密封问题,试验过程中的振动和噪声减小,并且试验台的运行和维护性能也得到提高.     

含内聚空洞的固体发动机药柱结构完整性分析

为评估固体发动机药柱含内聚空洞时的结构完整性，通过在药柱后部不同应变梯度的部位设置不同直径的内聚空洞，基于三维黏弹性有限元分析方法，计算了在燃气内压和轴向过载作用下发动机的应变场。由不同直径内聚空洞的最大Von Mises应变值随着直径变化的规律及最大Von Mises应变准则判断出内聚空洞位于药柱不同位置时允许的最大直径。     

固体火箭发动机装药结构完整性研究进展

针对固体火箭发动机装药结构完整性的计算与评估问题,总结与分析中外复合固体推进剂本构模型、结构完整性解析模型、结构完整性数值仿真.研究表明:首先,复合固体推进剂具有力学性能复杂的特点,分析影响复合固体推进剂力学性能的主要因素,为建立合适的本构模型提供方向;其次,复合固体推进剂不可压缩、大变形、黏弹性性能,对装药结构完整性...     

固体火箭发动机柔性喷管有限元建模及摆动分析

研究了固态火箭发动机柔性喷管有限元建模及摆动分析方法。利用基于自定义三向弹簧单元的柔性接头线性等效模型,建立了发动机柔性喷管有限元模型。根据试验数据对柔性接头模型进行修正,并对发动机柔性喷管进行了摆动分析。     

高能固体火箭发动机冲击燃烧特性研究

为研究高能固体火箭发动机冲击燃烧特性,采用火箭撬平台作为加载装置对高能发动机施加冲击载荷,通过调节火箭撬速度获得不同速度下高能发动机的宏观反应特性;采用热力耦合计算模型对试验过程进行仿真,仿真中考虑推进剂在应力作用下温升引起的自热反应热源,通过计算发动机撞击靶板过程中推进剂内温度变化情况,分析推进剂反应的剧烈程度,判断发动机的反应特性,获得发动机的反应机理. 研究表明高能发动机以不低于100 m/s速度撞击靶板推进剂均会发生点火,点火位置位于发动机内孔;随着撞击速度的增加,点火延迟时间减小.     

固体火箭发动机安全保险装置设计综述

介绍了固体火箭发动机安全保险装置国内外发展现状,归纳了安全保险装置的工作原理,为设计新型安全保险装置提供了思路,并指出了以后的发展方向.     

环境温度对发动机药柱影响分析

基于黏弹性模型,在环境恒温及周变载荷作用下,对某发动机管状药柱热应力进行了仿真,得到了药柱内应力场分布规律.结果表明:在恒温加载时,发现在距药柱对称轴0.103 7 m处附近应力取得了最大值,导致药柱应力剧烈变化,说明该处附近为固体发动机的热应力危险部位;在温度周变载荷作用下,在离壳体表面0.015 15 m附近出现应力最大值,同时发现药柱材料的微观结构发生错位,而这种错位继续发展就会出现宏观裂纹,最终导致发动机药柱脱粘而失效,从而影响弹道性能等.     

固体火箭发动机撞击点火数值模拟计算

装填高能复合推进剂的固体发动机,在跌落和撞击等情况下可能发生燃烧或爆炸. 为了对发动机低速撞击下的安全性进行评价,建立了发动机撞击靶板点火计算模型,采用热力耦合算法实现机械能和热能之间的转化,采用Arrhenius方程描述推进剂自热反应过程. 对直径为200 mm和480 mm发动机撞击靶板过程进行数值模拟计算,获得了与火箭橇实验结果一致的速度阈值范围. 结果表明计算模型能较好描述发动机撞击点火过程. 计算结果表明,装药量大的发动机撞击后更容易发生点火,发动机撞击点火速度阈值与装药量的对数成线性关系.     

—种SRM复合材料壳体的可靠性计算研究

本文采用蒙特卡罗随机有限元分析SRM纤维缠绕壳体的应力响应,然后进行强度校核和可靠性计算,进而为导弹总体结构可靠性评估提供依据。     

装药设计软件的设计与实现

为了配合国营某厂在固体推进剂研制和应用基础技术设计理论方面的提高,对火箭发动机内弹道进行预估仿真计算,应用相关软件技术和基础理论,开发设计了火箭发动机装药设计软件,可利用推进剂的性能参数,进行火箭内弹道的仿真模拟,同时可进行药型设计,预估P-t曲线、预估R-t曲线、计算内弹道参数及点火药量等,为内弹道测试服务,进一步提高了固体推进剂技术的研发水平。     

固体火箭发动机推力偏心分析与试验研究

零部件的设计公差、加工误差和装配误差会使固体火箭发动机产生推力偏心。该文从理论上详细分析了推力偏心产生的原因及其控制方法,重点归纳了零件设计公差、加工误差和装配误差等参数对推力偏心的影响程度及其量值范围。以六分力试验原理为基础建立了合理的试验系统。用该系统对某发动机的自身侧向力数据进行点火测试,试验结果与理论分析较吻合,验证了理论分析的正确性。所得结论对发动机的设计、装配质量和导弹控制研究具有较大指导意义。