重型运载火箭发动机机架与舱段传力结构一体化拓扑优化设计

运载火箭发动机机架与舱段传力结构主要负责将发动机的推力载荷有效传递至箭体壳段,是火箭结构系统中的关键部位。为充分考虑重型运载火箭发动机机架与舱段传力结构之间的耦合影响,寻找合理的传力路径并实现结构高效承载,对其开展了联合最优传力路径分析及结构优化设计。考虑变形、质量、设计空间、制造约束等设计要求,以整体刚度最大化为目标...     

固体火箭发动机轴向冲击响应有限元分析

对固体火箭发动机固有频率和模态进行了分析,用大质量法将轴向加速度冲击载荷转化为轴向力载荷对模型进行加载,计算了固体火箭发动机的轴向冲击响应,并与试验结果进行了对比分析。计算结果与试验吻合,说明大质量法加载可行。发动机壳体应力较其他部位大,但远未达到强度极限,药柱应变比其他部位大,但数值很小。     

作用于具有分离区喷管的不稳定侧向载荷

本文给出了一种估算脉动侧向力均方根统计特性的半经验方法,上述侧向力作用于工作中的具有分离区的火箭发动机。文中半经验方法所考虑的主要物理机理是作用于喷管壳壁的涡轮压力脉动。考虑一种模型化动力学装置,用于研究侧向载荷对不同类型模型喷管的作用。也试验研究了引射筒及安装于喷管壁上的不同尺寸的环形障碍物对侧向载荷的影响。     

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。     

长期自重载荷作用下固体发动机药柱的位移分析

为了分析固体发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移水平,采用加速老化试验,得到该推进剂松弛模量随贮存时间的变化规律;考虑固体导弹发动机的实际贮存情况,探讨了有限元计算中处理发动机滚转的方法;应用三维粘弹性有限元分析方法,对贮存一定时间后的发动机进行了数值仿真,从中获得发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移情况。计算结果表明,固体发动机每0.5 a定期翻转,蠕变基本回复到原来的3%以内,药柱的位移增加不大,说明贮存过程中每0.5 a翻转1次是一种好方法,可为固体发动机的设计和使用提供参考。     

美国固体火箭行业1988年的头等大事

恢复航天飞机飞行和改进航天飞机,是美国固体火箭行业1988年优先考虑的一件大事。为此,莫顿锡奥科尔公司进行了缩比发动机,短长度发动机、全尺寸发动机等的点火试验,并在3月和7月向 NASA 的肯尼迪航天中心各交付了一套用于飞行的固体火箭发动机。并进行了两发研制发动机、两发鉴定发动机和一发生产检验发动机的全尺寸点火试验。在鉴定发动机试验中,使发动机承受了侧向载荷。试验证明新接头的位移小于旧接头,在侧向载荷作用下没有开启。生产检验发动机的试验验证了现场接头和喷管——壳体接头对主要人为缺陷的敏感性。     

双脉冲固体发动机隔板预紧载荷数值分析

针对装配预紧力载荷容易导致双脉冲固体火箭发动机陶瓷隔板破坏的问题,利用ANSYS软件建立了陶瓷隔板组件的平面轴对称有限元模型,分析了陶瓷隔板与其支撑紧固件之间的相互作用。认为陶瓷隔板与紧固件之间接触压力引起的翘曲变形是引起破坏的直接因素,发现等厚度设计形式的陶瓷隔板对预紧载荷的承受能力不足,难以保证其安全装配。计算分析了各结构设计参数对提高陶瓷隔板预紧载荷承受能力的影响,发现修改紧固件结构成效不理想,较合理的方法是优化陶瓷隔板的设计形式,提高其预紧力载荷承载能力的同时兼顾较好的易碎性。     

低温点火条件下药柱结构完整性分析与试验

固体发动机在低温点火条件下,药柱承受低温和压力载荷的联合作用,结构完整性受到严峻考验,极易发生故障。基于三维粘弹性有限元法,采用MSC. Patran/Marc有限元软件,分析了某模拟发动机药柱在低温和低温点火升压两种载荷下的结构完整性,利用固体发动机冷增压试验系统对该型发动机进行了冷增压试验,考虑温度和压力载荷的不耦合特性,将试验结果与数值仿真结果进行了比对分析。研究表明,药柱在低温点火条件下安全系数为2.46,结构完整性满足要求;试验结果与仿真计算结果一致性较好;相关研究方法和结论可为固体发动机设计、分析与试验提供参考。     

包带式星箭解锁装置预紧力影响因素分析

分析了温度和外载荷对包带式星箭解锁装置预紧力的影响,推导出包带预紧力变化的计算公式。结合某卫星的星箭解锁装置静力试验,对包带式星箭解锁装置在不同温度和外载荷情况下的包带预紧力进行了测试。结果表明:在温度变化时,包带预紧力变化计算值与实测值相差2.8%～4.3%;在外载荷作用下,对接面上的压力越大,预紧力增加越大,计算值与试验结果相差11.5%～23.5%。上述分析结果对包带预紧力的计算具有一定的参考价值。     

大功率、高转速、高扬程涡轮泵振动分析与减振研究

比功率和能量密度都很高的火箭发动机涡轮泵,工作时引起振动的基本原因之一是较大的损失功作用在质量较小的产品上,减振必须是以提高组件的效率降低其振动比载荷为首选措施,同时改变其刚度与强度。组件中动、静件叶片之间的能量转换是引起流体压力脉动的主要原因,避免压力脉动的频率与转子转动的倍频耦合,特别是较低的倍频,是降低产品耦合振动的关键。流体密封间隙内的激振力对产品振动的影响很复杂,但激振力的主频与转子的某一固有频率接近时,将会对转子激起很大的振动,改变密封间隙内流体激振力的频率是抑制流—固耦合振动的主要方向。     

复合材料壳体发动机推进剂药柱立式贮存应力分析

固体火箭发动机(SRM)推进剂药柱在立式贮存时要承受两种主要栽荷联合作用，即固化降温趋于平衡后的长期温差热载荷以及轴向的重力载荷作用。根据推进剂的材料特性以及不同的加载条件，采用线弹性理论，分别进行了SRM药柱在两种载荷作用下的三维有限元应力、应变计算，对药柱及其界面的危险部位重点进行了分析。     

液体火箭发动机试验推力测量传感器并联影响研究

介绍了推力测量传感器并联工作原理,进一步确定并联作为液体火箭发动机试验推力测量中多只传感器的电路连接方法。通过对多只传感器并联的选配与分析,在保证灵敏度与输出阻抗比值一定的情况下,该方法可以提高推力测量精度,同时输出力值不受偏心载荷影响。     

摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡影响的数值研究

固体火箭发动机工作时,摆动喷管受到伺服力和气动力等载荷的共同作用,在轴向上会产生小幅度的振动,振动频率与燃烧室内腔轴向声频耦合时会造成压力振荡幅值增大,诱发不稳定燃烧,导致燃烧室内压力、燃速不均等情况的出现.应用数值方法研究了摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡的影响,分析了压力振荡对喷管轴向激励幅值和频率的响应规律,以及...     

瞬态热载荷下热障涂层系统界面断裂研究

瞬态热载荷是航空、航天发动机及重型燃气轮机热端部件热障涂层系统的典型服役工况,对涂层的剥离失效有着显著影响。研究了含单边界面裂纹热障涂层系统在瞬态热载荷作用下的裂纹扩展驱动力,考察了不同材料和物理参数对瞬态热载荷下热障涂层系统界面断裂行为的影响规律。研究表明,相对于稳态热载荷而言,瞬态热载荷工况尤为恶劣,会显著影响涂层的界面断裂行为,明显增大界面裂纹裂尖能量释放率,进而会引起热防护涂层的快速剥离。     

一种用于导弹姿态控制系统的直接力非线性控制法

为改善传统导弹姿控系统线性控制法的不足,用相平面法分析了直接力作用下导弹的姿态运动规律和气动力作用对直接力控制的影响,提出了一种综合控制精度、姿控发动机产品特性和推进剂消耗量等指标的直接力非线性控制方法,给出了控制模型。仿真结果表明,该法能在气动力作用或干扰无法忽略的条件下实现导弹姿控发动机的开关工作正常,保证精度及推进剂消耗最省,其控制精度与线性比例微分(PD)控制律相当。     

非均布瞬态内压作用下固体推进剂药柱泊松比随机结构分析

考虑了固体火箭发动机点火过程压力分布的瞬态非均布特性,并以函数形式进行描述,结合三维粘弹性有限元法,计算了固体火箭发动机点火工况下的结构完整性。采用Latin超立方抽样方法,考虑药柱泊松比的分布为截断形高斯分布,对药柱泊松比进行随机抽样;利用泊松比的随机抽样结果,分别计算固体火箭发动机点火工况下的结构完整性;统计计算结果,分析泊松比随机分布对固体火箭发动机在瞬态非均布载荷作用下的结构完整性的影响。计算结果表明,药柱Mises应变受泊松比随机分布影响较小,且应变值与泊松比成线性递增关系,这与均布载荷下得到的结论完全相反。在对固体火箭发动机点火工况进行结构完整性分析时,应充分考虑点火过程压力传播的瞬态非均布特性。     

结构动力学模型修正技术在液体火箭发动机中的应用

可重复使用成为未来液体火箭发动机的重要发展趋势,载荷分析是进行疲劳问题分析的前提,而精确的结构动力学模型又是进行响应计算和界面载荷分析的基础。由于液体火箭发动机结构的复杂性,需要采用模型修正技术对初始建立的有限元模型进行修正。主要介绍了MC-1发动机的模型修正及界面载荷研究,SSME发动机模型修正过程、模型修正技术在航空航天其他领域的应用情况。根据是否考虑试验结果的不确定性,将模型修正方法分为确定性模型修正和随机模型修正两大类。主要阐述了经典的基于灵敏度的模型修正方法和对发展方向进行展望。     

药柱结构缩比发动机设计与验证

为了预示固体火箭发动机寿命周期典型环境载荷作用下的药柱力学性能,基于Thepenier等人提出的缩比发动机设计准则,研制出了一种可预示全尺寸药柱力学性能的缩比发动机.通过有限元分析,对该缩比发动机的有效性进行了评估;采用数字散斑技术,测试了缩比发动机温度试验药柱的应变特征和变化规律.结果显示,缩比发动机的结果与全尺寸药...     

高过载条件下固体发动机内流场及绝热层冲蚀研究

针对Ф315mm实验发动机和某发动机工作状态及结构特点，进行了发动机燃烧室内三维两相流动数值模拟和内绝热层的炭化冲蚀规律研究。计算中应用了颗粒轨道模型和二阶迎风有限体积方法，对纵、横加速度载荷下的两相流动进行了模拟，分析了纵、横向载荷对两种发动机燃烧室内粒子场和聚集带的影响；应用绝热层炭化冲蚀和两相流粒子热增量模型，分析了实验发动机在多种纵、横向过载作用下的绝热层冲蚀规律。在与Ф315mm实验发动机结果对照后，修正了炭化冲蚀计算所需参数，进一步预示了发动机的三维两相流场和炭化冲蚀率，并在35gn过载下分析了推进剂含铝量对粒子聚集密度和炭化冲蚀的影响。计算结果为发动机故障分析和实验发动机试车结果评定提供了理论基础。     

固体发动机低温点火条件下药柱结构完整性分析

分别采用三维弹性和三维线粘弹性模型,对固体发动机药柱在低温和点火升压2种载荷下的结构完整性进行了计算分析。研究了推进剂弹性模量E、泊松比μ、药柱m数等参数对结构完整性的影响。结果表明,在发动机低温点火条件下,药柱内孔表面是最危险部位;固化降温和点火升压2种载荷引起的最大等效应变在此是相互叠加的;药柱m数对固化降温和点火升压载荷下的应变分布有重要影响。