艇载振动载荷下固体发动机装药有限元分析

潜艇在执行战备值班任务时,艇载固体火箭发动机要遭受复杂环境引起的随机振动载荷作用。在振动载荷长期作用下,会引起固体发动机疲劳损伤导致性能下降。以某固体火箭发动机为例,计算了艇载振动载荷作用下发动机装药的应力应变分布。通过分析计算结果,选取了容易出现问题的两条路径和一个截面,并根据Mises应力和最大剪切应力两种准则,确定了发动机药柱三个危险部位。计算得到了危险部位Mises应力和剪切应力随时间变化曲线。利用雨流计数法对危险点A的Mises应力和危险点C的剪应力循环进行了研究。研究表明,艇载固体发动机装药不可能由于瞬时受力超过极限临界值而发生破坏,振动载荷长期作用下会导致发动机装药累积损伤。危险部位的加载应力循环幅值大多数集中在小应力幅值对应区域。     

锥形套式连接C/C喷管扩张段温度场与应力场分析

通过计算喷管的温度场和应力场,描述了扩张段在发动机工作过程中温度和应力的变化规律。首先,将燃气流简化为一维等熵流,以确定喷管内的温度和压强分布。基于轴对称有限元模型,计算了扩张段瞬时温度场。然后,将温度场结果导入到结构热应力分析中,分别计算了扩张段的粘接界面接触合力、轴向拉应力和压应力、层间剪切应力随时间变化规律。最后,与螺纹连接的C/C喷管进行对比,得出在目前材料体系下,锥形套式连接的C/C喷管设计是一种较优化的结构设计。     

Temperature and stress field analysis of conical trapped joint C/C nozzle divergent section

通过计算喷管的温度场和应力场,描述了扩张段在发动机工作过程中温度和应力的变化规律.首先,将燃气流简化为一维等熵流,以确定喷管内的温度和压强分布.基于轴对称有限元模型,计算了扩张段瞬时温度场.然后,将温度场结果导入到结构热应力分析中,分别计算了扩张段的粘接界面接触合力、轴向拉应力和压应力、层间剪切应力随时间变化规律.最后,与螺纹连接的C/C喷管进行对比,得出在目前材料体系下,锥形套式连接的C/C喷管设计是一种较优化的结构设计.     

环境温度引起固体推进剂发动机破坏的概率

固体推进剂发动机常常存放在环境没有防护的场所,因此,发动机会受到可变热应力的作用,材料会因老化和疲劳而降解。可以把温度变化模拟作窄频带随机过程;发动机内的热应力也表现出类似的特征。因为材料性质是按统计规律分布的,所以,热应力超过推进剂强度的概率是与发动机破坏的概率相同的。固体推进剂发动机可以简化作薄壁壳体中的长中空弹性圆柱体(平面应变)来加以分析。首先根据作为时间函数的应力—强度干涉型分析确定发动机日破坏概率,然后,将日破坏概率求和,得出使用期结束时的破坏概率。而后的分析中,除热因素以外,还将引入粘弹性、老化和载荷等因素。     

固体火箭药柱瞬变热应力计算

由于环境温度的变化,以及气动加热、冷却等原因,致使固体火箭经常承受瞬变热应力的作用。特别是当这些应力事实上是周期性变化时,它们可能大得足以引起药柱破坏。近来试验研究表明,多年来用于预估固体火箭推进剂瞬变热应力的单体结构理论是不合适的,该理论过分地低估了应力值,并可能导致非保守的设计。本文提出的修正理论考虑了结构理论方面温度变化的影响。假设温度变换函数不仅取决于作为热流变学单体情况的瞬时温度,而且还取决于温度变化率。修正理论业已表明,适合于预估某些瞬变热试验的结果。     

固体火箭发动机药柱可靠性及寿命预估研究

以某型号固体火箭发动机推进剂力学性能随贮存时间变化引起药柱点火工作瞬时结构可靠性降低为衡量指标,预估了发动机寿命。首先研究了发动机自然贮存2、4、12、14、16 a后推进剂的力学性能参数及其分布规律,然后用随机有限元法分析了发动机点火过程中的应力、应变的统计分布,并用应力-强度干涉模型计算了贮存不同时期药柱的点火瞬时可靠性,以此为依据确定了发动机可靠寿命。研究结果表明,该型号发动机以0.97为可靠性下限的寿命约为15 a。     

火箭发动机对环境热载荷的应力响应

本文提出了固体推进剂火箭发动机在室外贮存条件下的热应力和热应变计算的一般方法。按照气象资料,研究和提出了平均环境热载荷变化的模型——考虑了环境温度、天空辐照、风对流和太阳辐照等因素——并用以计算结构件的表面温度。数值算例应用于在亚利桑纳州菲尼克斯城地区存放的发动机粘弹性应力分析。     

基于统计学的旋转火箭发动机喷管热结构分析

以某型号固体火箭发动机喷管为研究对象,基于统计学聚类分析方法,研究了该型号喷管内流场、温度场及应力场对旋转的响应。采用流动-传热-热结构的顺序耦合方法,得到了各转速条件下的稳态流场及瞬态温度场、应力场情况。将流场、温度场、应力场原始数据标准化并构造关系矩阵,再通过聚类分析,将结果分别划分为类间差异明显的5类。由于喷管结构与旋转的耦合作用,流场与温度场及应力场聚类分析结果均存在差异。温度场与应力场聚类分析结果一致,说明旋转产生的离心力对喷管应力情况影响不大,热应力仍是该型喷管应力的主要来源。分别研究各类别中任意工况的应力情况,可得到不同战术指标下喷管热应力特征,提高了该型号喷管设计水平。该分析方法得到了统一的变化规律,可有效降低实验成本。另外,对于具有旋转特征的发动机喷管工作过程中的故障诊断、失效行为等的预示有指导意义。     

基于ANSYS的气体发生器处于非稳态下的温度与应力

气体发生器在工作期间持续处于高温高压状态,其钛合金壳体受力包括了由温度引起的热应力和承受气体压强的应力两部分,这对发生器壳体的强度提出了一定要求。基于此,使用有限元分析软件ANSYS对某气体发生器处于高温高压下的应力进行了仿真计算和分析,结果表明:(1)在发生器工作前期,温度载荷所占比例较低,可忽略不计;在其工作后期,热应力则保持平稳,此时温度载荷的作用需要重点考虑;(2)发生器壳体的最大应力值出现的时间与所施加的压强载荷达到最大值的时间是一致的,均为35 s;(3)气体发生器在温度和压强共同作用下的最大应力值处于发生器颈部圆弧与凸台的倒角处,此处最易遭到破坏。仿真分析结果可为气体发生器的设计提供理论指导和优化设计依据。     

铣槽结构液体火箭发动机推力室壳体热应力分析

介绍了液体火箭发动机推力室铣槽结构热应力的数值分析方法,通过建立液体火箭发动机推力室的流场燃烧和导热理论模型,运用有限体积法考虑液膜冷却计算出发动机工作时的燃气、燃烧室壳体和冷却工质的温度场,将得出的结果作为壳体热应力计算模型的边界条件进行热应力场有限元分析。内、外壁温度的计算数据与实验结果基本相符。     

纤维增韧陶瓷基复合材料的比例极限应力与残余热应力关系

从细观力学角度分析并建立了纤维增韧陶瓷基复合材料从制备温度冷却到室温过程中产生的残余热应力与复合材料的比例极限应力的关系模型。该模型表明,减少复合材料的残余热应力或提高复合材料的纤维与基体的模量比,均可提高复合材料的比例极限应力。通过单调拉伸实验测试了先驱体浸渍裂解法(PIP)制备的2D SiC/SiC复合材料的比例极限应力,并采用文中建立的比例极限应力与残余热应力关系模型,计算出复合材料SiC基体的残余热应力为-19.5 MPa。分析表明,该结果是合理的。此外,引用了公开文献报道的5种复合材料体系数据,用于验证文中所建立的比例极限应力与残余热应力关系模型的适应性和可靠性,计算结果与实验结果最大误差为18.6%,表明该模型具有较好的适应性和可靠性,可为纤维增韧陶瓷基复合材料的研究提供新思路。     

复合材料壳体固体火箭发动机温度载荷下力学响应分析

基于非线性有限元数值仿真分析方法，使用有限元计算软件ABAQUS，分别建立金属壳体与复合材料壳体两组发动机仿真模型，分析复合材料壳体固体发动机的结构完整性，并研究复合材料壳体的各项参数对于发动机装药和壳体的应力场的影响。分析结果表明:在温度载荷下，选用复合材料壳体的端燃装药固体发动机比选用金属材料壳体的发动机具有更好的结构完整性。随着复合材料壳体厚度的增大，装药的应力、应变值均增大，壳体的应力逐渐减小;随着复合材料壳体弹性模量增大或泊松比减小，装药的应力、应变逐渐减小，而壳体的应力、应变逐渐增大。     

真空热处理应力与变形

众所周知,钢材在热处理时的变形是由于加热与冷却时的热应力和相变应力所引起的,钢材在淬火时,为了得到完全的淬火马氏体,即淬火至所要求的硬度,一定要以大于钢材的临界冷却速度进行冷却,因此说,钢材在淬火时要产生热应力和相变应力以及由于应力而产.生变形是难以避免的。 为了     

基于实测数据的固体火箭发动机粘接界面振动损伤分析

为研究某立贮式固体火箭发动机在海洋值班条件下推进剂/衬层粘接界面的损伤情况,对固体火箭发动机在实际振动载荷与重力耦合作用下的疲劳损伤进行了评估。对监测的发动机振动数据进行了预处理;利用有限元软件先后模拟了发动机固化降温过程和值班振动过程;运用三点雨流循环计数和Miner理论对粘接界面危险点处累积损伤值进行了计算。结果表明,固化降温过程中,药柱两端与人工脱粘层脱开,推进剂/衬层粘接界面剪应力变化过程可由幂函数τ=a·t~b+c表示;以固化降温结果作为原始条件,振动初始时刻粘接界面剪应力发生剧烈变化,约15 s后剪应力稳定变化,最大值点位于界面头部;在某特定海情下连续值班一年时,重力和振动载荷造成的某固体发动机寿命损伤为14.84%。     

预浸带铺放成型复合材料构件应力场研究

预浸带铺放过程中的温度历程和热应力对复合材料构件成型后的质量有很大的影响。基于生死单元和循环载荷方法,对预浸带铺放成型复合材料构件的应力场进行了数值模拟,利用ANSYS中间耦合方法,实现铺放过程的温度-应力耦合分析:首先对铺放过程的温度历程进行求解,然后将温度场计算结果作为热载荷进行应力场分析,得到了预浸带铺放过程中构件内部的热应力分布及成型后的残余应力,最后分析了不同铺放参数对残余应力的影响。研究结果表明:在各层中,第一层的轴向、横向热应力最大,分别为64.8、11 MPa,随着铺放进行,各层自身的热应力逐渐增大;铺放头移动速度一定,热气温度从500℃升高到700℃时,构件成型后的轴向、横向残余应力分别增大了14、5.5 MPa;热气温度一定,铺放头移动速度从10 mm/s增加到30 mm/s时,构件成型后的轴向、横向残余应力分别减小了23.6、6.12 MPa,随着铺放层数增加,铺放速度对残余应力影响越来越小。     

非均匀正交各向异性端头帽热应力分析

采用顺序耦合方法,针对xz平面内的力学性能非均匀性,对热、力作用下的正交各向异性端头帽进行了热应力分析.结果表明,头部热应力呈环状；尾部Mises应力分布以90°为周期、45°方向为极小值,选择合理的连接方式十分重要；攻角使迎风子午面温度升高、应力增大,应将材料的xz平面45°方向设置在迎风线上.     

红外头罩电弧风洞试验状态的量化新判据

提出了一种红外空空弹红外头罩电弧风洞试验状态的量化新判据.研究表明:热应力是导弹高速飞行时头罩应力的最大影响因素,可用最大热应力作为电弧风洞试验状态的确定判据取代目前国内现有试验状态确定判据.通过准确的气动热应力计算,可保证红外头罩的电孤风洞试验状态与飞行环境的一致.     

挂载飞行温度边界下固体发动机药柱结构响应分析

为了研究机载导弹发动机在挂载飞行温度边界条件下药柱的结构响应特性,针对六角星形装药发动机建立了有限元分析模型,采用线粘弹性本构模型描述固体推进剂的力学响应,计算分析了不同挂载飞行高度和飞行速度条件下发动机药柱的结构响应特性,并结合渐近损伤模型分析了发动机在多次挂载飞行条件下药柱的损伤特性。结果表明,药柱最大等效应变随飞行高度的增大而增大,而挂载飞行速度对药柱结构响应影响相对较小。随挂载飞行次数的增加,药柱产生累积损伤,且损伤值随单次挂载飞行时间和飞行次数的增加而逐渐增大。     

纤维混编CMC-SiC的残余热应力计算

将SiC纤维引入到C/PyC/SiC中,有望减少因C纤维与SiC基体热膨胀系数不匹配而导致的基体残余热应力。研究了C纤维和SiC纤维混编方式和混编比例对复合材料残余热应力的影响规律。采用有限元法建模、计算了纤维混编接触分布和相间分布复合材料的残余热应力,结果表明:(1)与C/PyC/SiC比,C纤维和SiC纤维混编增强SiC基复合材料可减少SiC基体的残余拉应力;(2)相同混编比例时,纤维混编接触分布((x C-y SiC)/PyC/SiC)复合材料的基体轴向残余应力比纤维混编相间分布((x C×y SiC)/PyC/SiC)复合材料基体的小;(3)以纤维混编接触分布为例,SiC基体的轴向残余应力随混编复合材料中SiC纤维的增加而减小,但当C纤维和SiC纤维的混编比例由1∶2变为1∶4时,基体的轴向残余热应力仅从174 MPa下降到170 MPa。     

固体发动机高空模拟试验瞬时真空推力的修正分析与计算

分析了当环境压强分布不均时，用固体发动机高空模拟试验实测瞬时推力修正计算瞬时真空推力问题；同时，根据一种发动机（SRMI）的试验现象，分析了引起发动机推力偏斜的因素，就这些因素对推力的影响给出了定量计算公式。