基于试验数据对比评估的橡胶堵盖加速寿命研究

为科学获取某型喷管橡胶堵盖的库房贮存薄弱环节和寿命,根据其装配和使用时所受敏感应力为本体的拉伸应力和剪切应力,以及堵盖与喉衬之间的剪切应力的特点,分别设计橡胶堵盖本体材料的哑铃型试样、橡胶-胶粘剂剪切试样、以及硬质泡沫塑料-胶粘剂-结构缠绕制品开展加速寿命试验与评估方法对比研究。研究结果表明,传统的老化动力学模型不能适用于所有材料的评估,对于不同试验件的力学性能测试数据应采取不同的模型进行退化分析;橡胶堵盖随发动机在弹上长期贮存时,本体所受的剪切应力是其失效的主要模式;与喉衬粘接界面相比,橡胶堵盖本体更容易失效。开展验证试验,将橡胶堵盖真实产品等效加速至薄弱环节的寿命评估年限,并进行打开压强试验,从而验证了评估模型和评估方法的有效性。     

受冲压作用固体发动机喷管堵盖应力分析

基于Ｖｏｎ Ｋａｒｍａｎ模型，对受冲击压力作用的喷管堵盖计算模型进行受力分析，计算考虑到了几何非线性和材料非线性的影响，得到了冲压作用下的喷管堵盖变形和应力分析结果。并对不同升压速率情况进行了对比分析，指出了升压速率对喷管堵盖结构受力影响的重要性。     

硬质泡沫喷管堵盖试验及研究

介绍了固体火箭发动机喷管硬质泡沫塑料堵盖的设计方法与试验过程。某型号发动机硬质泡沫喷管堵盖打开压强模拟点火试验结果表明,这种硬质泡沫喷管堵盖设计方案可行。并已在实际中得到应用。     

液氧/煤油火箭发动机喷管膜冷却数值仿真

为评价膜冷却方法对 NASA 的 Fast Track 发动机推力室喉部的冷却效果,特进行了此数值仿真。膜冷却考虑了通过喷注器面的喷口和设置在喷注器与喉部之间的一个附加喷口。LOX/RP—1发动机推力室燃气的仿真是用 CFD—ACE 软件来实现的。这个软件采用以压力为基础的隐式有限体积迎风格式来求解 Favre 平均 Navier—Stokes方程和组份方程。研究了一套简化的化学组分方程组来模拟 LOX/RP—1推力室的化学平衡。研究结果表明:有可能通过优化喷注器面和附加冷却剂喷口之间的膜冷却剂的分布,来维持喷管壁温低于2000K 的温度界限,满足喷管衬层的烧蚀率低于0.05mm/s 的要求。仿真确认了 RP—1(煤油)的冷却效果是由于高吸热的裂化过程所至。共轭梯度换热分析指出:附加的冷却剂喷口可能得采用纯铜以外的其它材料制造。最后,膜冷却方法仅使喷管比冲下降约2%。     

喷管堵盖粘接工艺优化试验

测定了聚氨酯胶粘剂配比对粘接强度的影响，并且优化出适合喷管堵盖压力范围了最佳配比及其它工艺参数。     

固体火箭发动机喷管橡胶堵盖承压状态仿真方法研究

针对固体火箭发动机喷管橡胶堵盖的受力状态,提出了一种基于Abaqus仿真建模及有限元仿真计算方法.通过橡胶堵盖组成材料(橡胶及夹布)应力-应变曲线及数据拟合,归纳出选择材料本构时应注意的问题;根据堵盖的实际产品状态、结构形态,提出了相关假设,建立了一种简化的有限元模型,并对某固体火箭发动机橡胶堵盖0.3 MPa的承压工...     

固体火箭发动机接头组合件三维弹塑性有限元分析

对固体发动机复合材料壳体接头组合件在内压作用下的应力变形进行了三雏有限元分析。分析了两种不同厚度的水压堵盖对结构变形的影响，考虑了螺栓、堵盖、接头等金属材料的塑性性质，复合材料按正交各向异性体处理。结果说明，在内压作用下，较厚的堵盖(40mm)和接头在外缘发生分离，使得接头肩部变形略大；而较薄的堵盖(28mm)与接头内缘发生分离，对密封结构不利。在内压作用下，复合材料和接头侧面也发生分离。该分析方法和结果可供接头及其密封设计提供参考。     

进气道堵盖打开过程数值模拟

为获得整体式固冲发动机转级过程中进气道堵盖(包括入口堵盖与出口堵盖)打开过程的流动形态,建立了进气道二维模型,利用Fluent动网格技术和UDF方法,开展了进气道堵盖打开过程非稳态流场研究。结果表明,在入口堵盖打开前,进气道前端形成强烈的弓形激波;在入口打开、出口未开的过程中,沿进气道轴向各监测点压强呈现周期性变化,振荡频率为100 Hz左右,出口堵盖位置压强振荡幅值为0.53 MPa;在出口打开后,补燃室残余热量形成的压强峰导致进气道在短时间内无法起动,随着背压降低至小于进气道再起动反压,进气道完全起动。     

固体发动机燃气射流对发射平台冲击效应研究

为研究燃气射流对发射平台的热冲击和动力冲击效应,采用有限速率化学反应模型和H2/CO反应体系模拟了燃气射流中的复燃现象,得到了射流流场结构及发射平台上的温度和压力分布情况,计算结果与试验数据吻合较好。研究表明,在射流近场内考虑复燃效应时,计算结果更为准确。发射平台中心处为高温区,应采用抗高温耐烧蚀的材料。发射平台距发动机喷口为1.4、1.7、2 m时,平台上压力分布变化不大;发射平台离发动机喷口越远,平台上的温度变化越小。     

表面张力贮箱泡破点盲测技术研究

通过对表面张力贮箱结构、泡破点测试难点分析,提出了采用微压闭环控制技术解决测试过程管理装置内腔压力维持准平衡状态难题的技术途径,研制的贮箱泡破点盲测系统具有自动控制、自动判读及测试精度高等特点,经试验验证该技术满足贮箱泡破点盲测要求,已在型号研制中得到应用。     

喷口遮挡对射流式姿控火箭发动机性能的影响

通过数值模拟和试验研究,分析了喷口遮挡对姿控火箭发动机性能的影响。结果表明,当发动机喷口被遮挡时,姿控发动机不能跟随控制指令产生所需的反向推力,其稳定弹轴的能力减弱,从而影响火箭弹的落点精度。     

钝头飞行器高超声速侧向喷流干扰流场特性研究

采用数值模拟方法求解N-S方程,对高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场中的流动分离和旋涡特性,及其对喷流干扰区压力分布的影响进行了研究。在中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处还存在另一个调和主分离和喷流的第三个马蹄涡,大攻角时这三个马蹄涡消失,干扰规律与中小攻角不同;表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动;不同的干扰流场结构导致中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布产生两个峰值,主分离马蹄涡和喷口前拐角处马蹄涡则产生两个波谷,随攻角增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失,实验压力分布也从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性。研究表明,在不同的攻角状态下高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场分离和旋涡特性有很大的差别,引起喷流干扰区压力分布的明显不同,必然导致对喷流控制效率的严重影响。     

纤维缠绕壳体连接结构设计计算

给出了固体火箭发动机纤维缠绕壳体接头、堵盖、连接螺栓、金属裙和密封结构等的设计计算方法,经实验验证和多种壳体设计应用,证明是行之有效的.     

一种新型纤维缠绕壳体水压试验装置

介绍了一种新型纤维缠绕水压试验装置，其特点是根据固体发动机推力情况设计活塞直径，将原有试验封闭的后堵盖改为活塞式卸载装置，从而降低壳体后接头的受力。试验中后接头轴向位移和转角分别下降15．6％和42．1％。该装置结构简单，活塞与缸体之间行程顺畅，动密封结构密封良好。     

大攻角侧向喷流流场特性及喷流干扰效应

采用HLLC近似黎曼解格式求解N-S方程,对大攻角条件下超音速尖拱细长旋成体导弹的单侧向喷流干扰流场进行了数值模拟.并对喷流流场压力分布、喷口附近流动及流场旋涡结构进行了研究,分析了大攻角对细长旋成体侧向喷流干扰压力分布及干扰因子的影响.研究结果表明,HLLC格式计算复杂流场具有较好的数值稳定性;侧向喷流与来流的干扰总...     

纤维缠绕体连接结构设计计算

给出了固体箭发动机纤维缠绕体接头，堵盖，连接螺栓，金属裙和密封结构等的设计计算方法，经实验验证和多种壳体设计应用，证明是行之有效的。     

空间无排放消耗散热概念及试验验证

空间任务中缺乏有效辐射散热通道情况下,消耗型散热是排散航天器废热必不可少的技术途径,但其存在长期应用中资源消耗量大的问题。针对未来长期空间任务,提出无工质排放的消耗型散热概念。首先通过微孔膜蒸发消耗型散热试验,评估该试验系统在不同真空压力下的散热能力;之后基于此设计柔性收集装置,开展微孔膜蒸发-水蒸气收集联合试验。试验结果表明,微孔膜蒸发可以在无工质排放条件下实现有效散热,散热量随流体进口温度升高而增加,随真空压力升高而线性减小;无排放消耗型散热系统中收集装置的水蒸气吸收速率不小于蒸发速率时,将不会削弱微孔膜蒸发的散热能力。     

小型固体发动机喷管堵盖方案探讨

结合某型号几种小型发动机的研制过程，介绍了几种小型发动机喷管堵盖发，并对各方案的优劣进行了比较，给出了方案实施途径。     

空间无排放消耗散热概念及试验验证

空间任务中缺乏有效辐射散热通道情况下，消耗型散热是排散航天器废热必不可少的技术途径，但其存在长期应用中资源消耗量大的问题。针对未来长期空间任务，提出无工质排放的消耗型散热概念。首先通过微孔膜蒸发消耗型散热试验，评估该试验系统在不同真空压力下的散热能力；之后基于此设计柔性收集装置，开展微孔膜蒸发?水蒸气收集联合试验。试验结果表明，微孔膜蒸发可以在无工质排放条件下实现有效散热，散热量随流体进口温度升高而增加，随真空压力升高而线性减小；无排放消耗型散热系统中收集装置的水蒸气吸收速率不小于蒸发速率时，将不会削弱微孔膜蒸发的散热能力。     

膜片阀破裂压力稳定性研究

膜片破裂压力是膜片阀最关键的性能参数,由于影响因素较多,通常膜片破裂压力散差较大,不容易满足系统的使用要求。为提高膜片阀破裂压力稳定性,通过理论分析和应力计算,从原材料、加工、测量和试验系统等方面,对影响膜片破裂压力的各因素进行了梳理和分析,提出需进行着重控制的3个影响因素,包括材料抗拉强度、刻痕剩余厚度和试验系统,并通过了某姿控动力系统贮箱后膜片组件研制的验证。研究结果表明,通过对材料抗拉强度、刻痕剩余厚度和试验系统进行严格控制,能够有效提高膜片阀破裂压力稳定性,该方法可推广应用于同类产品的研制。