发动机调节片裂纹故障修复技术研究

本文针对航空发动机使用过程出现的可调喷管调节片裂纹故障进行了原因分析,对调节片原结构及打磨处理后的结构进行静强度计算,确定了调节片裂纹故障修复方法。通过对试验件的打磨和修理及试车考核验证,说明调节片打磨修复工艺可行,满足修理要求,并大大降低修理成本。     

固体火箭发动机的点火故障

本文介绍了固体火箭发动机点火过程中由点火装置引起的部分故障,包括发火管结构损坏、能量输出较大、能量释放件爆炸和受真空环境条件影响造成的故障等,并对其故障原因进行了分析,还提出了点火装置设计中应采取的措施.     

点火冲击波与药柱裂纹流固耦合作用机理数值模拟研究

流体计算采用基于非结构动网格的有限体积方法,结构计算采用分段精细时程积分方法,求解结构动力学有限元方程,流体计算和固体计算之间采用松耦合在不断运动的交界面上进行作用力和运动特性的传递,对固体火箭发动机点火形成的冲击波与药柱缺陷形成的弹性裂纹之间相互耦合作用过程进行了模拟。研究表明,作用在弹性裂纹上的冲击波载荷引起的壁面变形随时间变化明显,开始表现为撑开裂纹出口,随后出现了收缩出口撑开底部的瓶状;固体变形对冲击波在弹性狭缝内的压力波振荡影响较小,以前采用刚体模型得到的研究结论仍有指导意义。     

氢氧推力室再生冷却内壁故障分析

对某氢氧火箭发动机在热试车后推力室再生冷却通道内壁产生裂纹的故障建立了理论分析模型,并进行了温度场与应力场的耦合计算分析。分析认为,推力室内壁在连续的发动机热试车中出现故障的机理为较大的热载荷和机械载荷的组合促使推力室内壁的组合应力超过当地的屈服极限,产生较大的塑性变形所致。采用改善冷却通道的结构形式、燃烧室内壁采用适当厚度的隔热镀层、降低推力室内壁应力比R等措施可以提高再生冷却推力室的热循环寿命。     

随机振动疲劳试验的小裂纹扩展分析方法

针对某型液体火箭发动机管路接头的随机振动疲劳试验,基于断裂力学的小裂纹理论进行了裂纹扩展寿命分析。分别从小裂纹应力强度因子计算、疲劳应变/应力谱、裂纹扩展速率曲线以及裂纹扩展计算程序等方面进行了研究。使用FRANC3D(试用版)进行三维裂纹的有限元计算,得到了管路结构表面裂纹的应力强度因子变化规律;对应变实测数据进行了雨流计数,获得了用于裂纹扩展计算的应力循环谱块,研究了疲劳试验的应变循环峰值、幅值等时域分布特征;采用Newman闭合理论对长裂纹的NASGRO裂纹扩展速率曲线进行修正,给出了试验件材料的相关参数;最后,使用一种疲劳应力谱块平均施加方法进行了裂纹扩展寿命的快速计算。通过与试验结果对比,验证了计算方法有效、可靠。     

固体火箭发动机药柱裂纹灌浆修补技术研究

采用灌浆修补技术对固体火箭发动机药柱裂纹进行了修补,对修补区域药柱的力学性能、能量特性和燃烧性能进行了测试试验,并对发动机修补端面燃面推移规律和发动机内弹道进行了仿真,分析了发动机和修补区域的结构完整性。试验和计算结果表明,发动机装药裂纹灌浆修补法有效。     

飞机发动机喷嘴磨削裂纹分析

通过金相分析、化学成分分析及断口扫描电镜分析等手段对CrWMn材料的发动机喷嘴磨削时产生的裂纹进行了研究。结果表明:该磨削裂纹产生的主要原因是由于热处理时碳化物和残余奥氏体过多以及磨削时产生过大磨削热及应力所致。     

某型号产品低压泄漏故障的失效分析

某型号产品进行水压试验,升压到2MPa时出现低压泄漏故障,通过对故障裂纹失效原因的微观观察、金相分析及超声检测分析,确认了原材料的裂纹折叠缺陷是导致产品低压泄漏的原因;并制定了整改措施,保证了产品质量.     

固体火箭发动机试验故障分析

从工程研制角度出发，探讨了分析固体火箭发动机试验失败原因的一般方法和过程，根据某发动机试验故障的具体情况，运用这种试验故障分析方法和过程（即针对试验故障进行故障树分析，设计复审分析，数据曲线的复核复算分析和验证试验），找出造成发动机试验故障的具体原因，确定故障机理；而后针对性地采取综合技术措施，并对这些措施进行试验验证，故障归零。     

由转速判断涡轮盘行波谐振

为找出液体火箭发动机涡轮盘疲劳裂纹故障产生的原因,对包含燃气在冲击式涡轮腔内形成的旋转激励与盘行波模态耦合谐振在内的盘的各种可能的耦合谐振进行了分析研究。在其它耦合谐振的可能性被排除后,将前者作为研究重点,并给出发生此种行波谐振的危险耦合转速范围计算公式。对某发动机大量热试转速数据作了分析,给出判断此类耦合谐振的判断依据。     

胶接法修补固体发动机药柱裂纹技术

使用胶粘剂对固体发动机药柱裂纹实施修补,通过单向拉伸试验测定修补区域药柱的力学性能来验证修补的有效性,并使用高温加速老化预测药柱修补区域的贮存寿命;进行了发动机药柱结构完整性分析,比照试验数据和理论计算结果,证明胶接法可对发动机药柱裂纹实施有效修补。     

某固体火箭发动机试验失败原因分析

探讨了固体火箭发动机试验失败原因分析的一般过程和方法，结合一台发动机试验失败的具体事例，运用故障人弹道分析，单项试验分析等手段，找出了失败原因，结果表明，发动机试验失败原因分析方法在工程领域中适用。     

应用经验模态分解的箱型结构裂纹诊断方法

为获得航天器结构的更多故障信息,文章提出了一种应用经验模态分解对一个两层箱型结构进行裂纹故障诊断的方法。先对该结构进行有限元建模和模态分析,发现结构有无故障均对模态的影响非常小;再对实际结构进行正弦振动试验,对振动响应信号进行经验模态分解,利用固有模态函数构造标识向量,提取用标识向量间的标识夹角作为诊断结构故障的指标。分析结果表明,结合施加给结构的主振方向,利用标识夹角能识别出裂纹的位置和方向。该方法为航天器结构故障的诊断提供了一种新的思路。     

固体火箭发动机撞击变形及装药内部热点形成数值分析

以热粘弹理论和动力有限元法为基础,结合机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型,分析计算了发动机壳体和装药结构撞击变形及装药内部热点形成,确定了产生高温热点撞击临界速度。计算模型中考虑了推进剂初始弥散细观裂纹离散、裂纹扩展对推进剂宏观力学性能影响、基体粘性加热对热点形成影响等问题。通过与高能炸药Steven撞击试验结果进行对比分析,证明了理论模型及计算方法的有效性。计算了某小型发动机撞击试验临界速度。     

某液体火箭发动机故障仿真分析

为分析某液体火箭三子级发动机推迟关机的原因，建立了发动机稳态故障的模型。用添加稳态故障的方法分析了燃气发生器和燃烧室氧化剂管路流阻系数，以及氧化剂温度对发动机参数的影响。仿真结果表明，氧化剂泵后温度升高是导致此三子级发动机故障最可能的原因。     

发动机尾喷口作动筒漏油故障分析与排故

本文针对发动机喷口作动筒漏油故障现象,从工作原理、失效机理等方面进行故障原因分析。通过影响因素分析,得出密封圈失效的原因是由于密封圈发生扭曲损伤,而造成密封圈扭曲损伤的原因主要是由于密封圈、密封槽及活塞杆的配合尺寸不合理所致,并提出了改进措施,对同类型作动筒漏油故障的排除具有指导意义。     

隔舱式脉冲发动机金属膜片破裂仿真研究

为实现隔舱式脉冲发动机的多脉冲开启功能,设计了十字型、V字星型、米字型、圆弧星型、矩形星型和星圆复合型金属膜片式隔舱结构。根据平板脆性断裂模型的表面裂纹参数的计算公式,分析得到了金属膜片裂纹深度b与临界应力σ_c的关系及临界应力σ_c、临界尺寸a_c与临界应力强度因子K_(IC)的关系;通过三维有限元数值仿真的瞬态动力学分析,发现了六种金属膜片应力均集中在膜片中心及沟槽部位,膜片将首先从这些部位裂开;探索了一种预估金属膜片打开压强的方法,即通过模拟不同峰值压强下膜片的最大主应力,得到最大主应力-峰值压强曲线,则该曲线与临界断裂应力直线的交点对应的压强值,就是金属膜片的打开压强。由此得到了六种结构类型金属膜片的Ⅱ脉冲打开压强预估值,用该方法预估的膜片打开压强1.25 MPa与实际发动机打开压强1.4 MPa相近,表明该预测方法是可行的。     

某型发动机外调节片故障探讨

统计外调节片故障情况,针对其结构、装配功用方面的特点,分析外调节片上的支座和小轴常见故障形成原因并制定排除方法,为外调节片修理及工装设计提供思路。     

固体火箭发动机含裂纹药柱应力场有限元模拟的新方法

针对研究固体火箭发动机药柱出现裂纹前、后药柱内应力/应变场的需要,提出利用奇异单元和生死单元技术模拟含三维裂纹药柱的新方法,并利用该方法对固体火箭发动机三维非贯穿裂纹进行模拟,分析药柱裂纹附近区域应力分布的规律。结果表明,该方法便捷有效,尤其适用于对比研究裂纹、脱粘等药柱缺陷引起的应力释放和应力分布的变化。     

固体火箭发动机燃烧室过载下的三维应力分析

采用三维线性粘弹性有限元模型,对固体发动机药柱、绝热层和壳体的应力场进行了分析,得出了固体发动机在轴向和横向过载作用下的应力。结果表明,药柱的前后端、翼槽和壳体-绝热层交界面均是产生裂纹或脱粘的危险部位,为固体发动机的结构完整性分析和结构设计提供了依据。