HTPB复合推进剂燃速对固体火箭发动机内弹道性能影响

为准确预测不同贮存期HTPB复合推进剂燃速对固体火箭发动机内弹道性能影响,文章通过燃烧实验测量了贮存2a、5a、8a和10a发动机推进剂燃速,通过燃烧室—喷管一体化三维流场仿真技术计算了不同贮存期发动机内弹道性能.实验与计算结果表明,贮存时间越长,推进剂燃速越慢,发动机燃烧室内出现压力高峰的时间越滞后,并且压力峰值越下降.     

长期贮存条件下固体发动机药柱应力分析

固体火箭发动机在贮存过程中壳体和推进剂共同承担各种复杂随机载荷,这些载荷的作用会引起推进剂装药力学性能的变化,从而直接危及发动机工作的可靠性。论文选用随机温度载荷为计算背景,并以通用有限元软件为平台,建立了固体发动机结构模型,通过仿真得到了发动机药柱在随机温度载荷下的等效应力变化规律。     

用长期贮存定期检测法预测药柱使用寿命

对不同贮存期的某固体火箭发动机所用ＨＴＰＢ药柱进行了大量的力学性能试验,得到了该推进剂有关力学性能随贮存时间的变化规律, 分析了药柱在生产、运输、贮存、勤务处理和点火燃烧等过程的受载状态; 针对最危险的载荷, 对不同贮存期的药柱进行了应力、应变状态的有限元分析。对比不同贮存期推进剂的力学性能, 预示了药柱的使用寿命     

固体火箭发动机通用药柱的一维准定常内弹道计算

本文提出对任何药型都通用的一维准定常内弹道计算方法和与其相适用的药柱计算方法.解决了药柱和一维准定常内弹道计算的配合问题.用本程序对某实际发动机的内弹道性能进行了计算,将计算结果和用零维燃烧模型计算结果及热试车结果进行了比较.     

高温老化过程中推进剂模量变化对药柱结构完整性的影响

将NEPE推进剂在65℃,70℃,75℃下分别老化不同时间后,用动态力学分析仪测定其动态力学性能。利用测试得到的推进剂动态力学特性参数,经计算得出推进剂的平衡模量。随着老化时间增加,其平衡模量值逐渐降低。利用有限元方法,分析在老化过程中推进剂平衡模量的变化对药柱结构完整性的影响,即在高温老化过程中,当NEPE推进剂的平衡模量降低至某一值时,固体火箭发动机药柱的结构完整性破坏。     

固体推进剂药柱不确定结构分析及方法比较

针对复合固体推进剂力学性能参数的不确定性对固体火箭发动机药柱结构分析的影响,使用软件ANSYS parametric design language(APDL)建立了受固化降温载荷和压力载荷联合作用下药柱结构的参数化有限元模型.在此基础上,分别应用蒙特卡洛法和响应面法,研究了复合固体推进剂热膨胀系数与初始泊松比的随机分布对药柱结构有限元分析的影响,并对两种方法得到的概率分析结果进行了对比.结果表明:复合推进剂热膨胀系数和初始泊松比微小的变化会对结构分析结果产生较大的影响;药柱结构响应对初始泊松比更为敏感.在药柱结构有限元分析时考虑推进剂力学性能参数的不确定性十分必要.通过对两种不确定结构分析方法的比较发现,响应面法得到的分析结果与蒙特卡洛法得到的分析结果十分接近,且分析效率远高于蒙特卡洛法.      

某典型振动条件下发动机点火试验研究

以某飞行器主动段飞行故障中屡屡出现低频振动现象为背景,通过设计振动点火试验台,模拟空中飞行的振动环境,进行了低频振动条件下的发动机点火试验,研究了该低频振动对固体发动机药柱结构完整性、发动机内弹道性能以及燃烧室内绝热层烧蚀性能等的影响,研究结果初步证明,飞行过程中出现的低频振动不破坏发动机药柱的结构完整性,对发动机主要内弹道性能也不产生较大影响,但对振动方向上的推进剂燃速与绝热层的烧蚀率产生一定影响。该项研究可为相关的工程问题提供依据。     

某型固体火箭发动机综合性能试验与寿命评估

对不同贮存期的某型固体火箭发动机进行了零部件的功能试验和燃烧室的解剖试验。根据试验测得的推进剂化学性能和力学性能的变化,对不同贮存期的发动机进行了内弹道和结构完整性计算。比较理论分析和综合性能试验的结果,对该型发动机服役寿命进行了评估,发现决定其寿命的因素是粘接界面的失效。     

固体火箭发动机药柱的有限元网格划分研究

讨论了混合网格划分功能在对固体火箭发动机药柱进行有限元分析中的应用,对同一推进剂药柱进行了两种不同形式的网格划分,并对计算时间进行了比较,提出了推进剂药柱网格划分应注意的一些细节方面。     

定应变下固体火箭发动机药柱概率贮存寿命预估研究

为研究定应变对固体火箭发动机药柱概率贮存寿命的影响,对推进剂高温加速老化力学性能数据进行了统计分析,利用随机有限元法分析了发动机药柱在内压和过载的联合作用下Von Mises应变的均值和标准差,采用应力-强度干涉模型计算了药柱结构可靠性随应变敏感系数的变化趋势,据此分析了定应变对发动机药柱概率贮存寿命的影响。结果显示,定应变对发动机药柱概率贮存寿命影响显著,以0.97为可靠性下限,当应变敏感系数为2.94时,其寿命约为30.98年,应变敏感系数为-2.94时,其寿命约为0.92年,在此范围,药柱概率贮存寿命随应变敏感系数的增大而延长。     

长期贮存固体火箭发动机安全性评估

为评估长期贮存后固体火箭发动机安全性的变化,对贮存时间为18年的某型固体火箭发动机进行了解剖.测试并比较了经过长期贮存后发动机药柱的力学性能和各种感度,而后进行了长期贮存后推进剂和发动机试件的枪击试验,各种试验项目中均利用贮存期为4年的推进剂方坯进行对比.结果表明:长期贮存后推进剂热安全特性变化不明显,但撞击感度和摩擦感度明显增加并且在枪弹高速冲击下破碎严重,长期贮存后发动机在模拟枪击试验中表现出爆炸倾向,使用安全性大大降低.      

超期贮存发动机固体推进剂能量特性试验研究

固体推进剂的老化,会使其燃速、爆热值下降,势必会影响固体火箭发动机的内弹道性能,从而影响导弹的正常飞行。文中介绍了通过3台超期贮存的某型固体发动机的解剖,并对其推进剂的燃速和爆热进行了试验测定;根据试验数据,对该型超期固体发动机进行了内弹道仿真及相关计算,得到了不同贮存期发动机的比冲和推力,为正确评估该型发动机服役寿命提供了参考数据。     

考虑界面损伤的立式贮存药柱结构完整性研究

为了进一步结合实际分析固体火箭发动机药柱在立式贮存条件下的结构完整性，考虑推进剂/衬层界面损伤模式在复杂应力条件下具有多样性。以某型固体火箭发动机为例，与常规将衬层设置为粘接单元相比，模型在推进剂与绝热层之间设置粘接接触。对固体火箭发动机在立式贮存环境时经历固化降温、充气内压和重力载荷联合作用下有无界面损伤时的发动机进行仿真分析。结果表明:界面损伤的存在导致推进剂/绝热层界面这个薄弱环节更危险；该型固体火箭发动机药柱在充气内压增大过程中在人工脱粘层根部部位应力呈先增大后减小趋势；在充气内压达到0.085MPa之前，推进剂与绝热层之间考虑界面损伤时，推进剂在垂直于轴向的靠近人工脱粘层根部部分更容易损伤，之后则推进剂垂直于轴向的初始点更容易损伤。该结论可以为固体火箭发动机结构完整性精确仿真提供一定的指导。     

HTPB复合固体推进剂率相关损伤机理分析与验证

固体发动机在点火过程中常由于结构完整性问题而出现爆炸或性能曲线异常等问题，结合发动机在点火状态下推进剂的受载情况，亟待探索固体推进剂的率相关损伤机理。本研究从某HTPB复合固体推进剂在宽温和宽应变率下单向定速拉伸试验的力学响应特征入手，针对应力-应变曲线呈现的“双峰”、“脱湿”点前后移位等现象阐释了推进剂的率相关界面损伤特性。然后，基于建立的推进剂细观有限元模型对推进剂的率相关损伤过程进行了仿真计算，通过提取有限元分析结果的损伤界面分析了推进剂的界面损伤机理。最后，通过高速摄像试验的结果对损伤机理进行了验证。结果表明，推进剂的界面损伤过程具有很强的率相关性，“双峰”和“脱湿”点前后移位均与推进剂在不同应变率下拉伸时内部的损伤演化过程有关。通过对比推进剂在不同应变率下拉伸时断裂前的形貌，高应变率下AP颗粒析出数量较多，在一定程度上印证了本研究对推进剂损伤机理的阐释。     

Numerical simulation of multi-phase combustion flow in solid rocket motors with metalized propellant

Multi-phase flowfield simulation has been performed on solid rocket motor and effect of multi-phases on the performance prediction of the solid rocket motor(SRM) is investigation.During the combustion of aluminized propellant,the aluminum particles in the propellant melt and formliquid aluminum at the burning propellant surface.So the flow within the rocket motor is multi phase or two phase because it contains droplets and smoke particles of Al2O3.Flowsi mulations have been performed on a large scale motor,to observe the effect of the flowfield onthe chamber and nozzle as well.Uniform particles diameters and Rosin-Rammler diameter distribution method that is based on the assumption that an exponential relationship exists betweenthe droplet diameter,dand mass fraction of droplets with diameter greater thandhave been used for the si mulation of different distribution of Al2O3 droplets present in SRM.Particles sizes in the range of 1-100μm are used,as being the most common droplets.In this approachthe complete range of particle sizes is dividedinto a set of discrete size ranges,eachto be defined by single streamthat is part of the group.Roe scheme-flux differencing splitting based on approxi mate Riemann problem has been used to si mulate the effects of the multi-phase flowfeild.This is second order upwind scheme in which flux differencing splitting method is employed.To cater for the turbulence effect,Spalart-All maras model has been used.The results obtained show the great sensitivity of this diameters distribution and particles concentrations to the SRMflowdynamics,primarily at the motor chamber and nozzle exit.The results are shown with various sizes of the particles concentrations and geometrical configurations including models for SRM and nozzle.The analysis also provides effect of multi-phase on performance prediction of solid rocket motor.     

撞击载荷作用下固体火箭发动机安全性分析

以机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型为基础,考虑推进剂基体粘性加热,结合热粘弹理论和动力有限元法,分析计算发动机结构撞击变形及装药内部热点形成,确定产生高温热点撞击临界速度.通过对含能材料Steven撞击试验、小型试验发动机撞击试验分析计算及结果对比,证明了理论模型及计算方法的有效性.     

Internal ballistic simulation of multi-burning-rate solid rocket motor based on parameterized feature CAD model

Internal ballistic simulation (IBS) method of multi-burning-rate solid rocket motor (SRM) was developed based on 3-D burning regression method by parameterized feature CAD model (PFCADM) and lumped parameter, in consideration of time-dependent, erosive-burning-effect from internal ballistic numerical algorithm. By driving multi-parameter CAD model based on PFCADM, the approach is capable of conducting the geometric regression simulation of various grain combinations of complex configurations with different burning rates. Through suitably simplifying the internal ballistic numerical algorithm, the problems of coupling geometric regression simulation of sub-grains of different burning rates and high computational consumption of internal ballistic calculation were solved. One tri-burning-rate grain motor, which had been firing-tested, was used as the validation case of simulation. The results show that, with the 3-D grain regression model and sufficient accurate internal ballistic algorithm, the method realizes IBS of the case in low computational-consumption prediction of its performance within the accuracy of 2% during 1h clock-time. The application of the method provides a practical approach to aid SRM design of multi-burning-rate grain.      

摇摆载荷作用下舰载固体火箭发动机药柱疲劳损伤

以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱的疲劳损伤评估方法.首先,通过推进剂定应力往复拉伸试验获得了复合固体推进剂的疲劳损伤特性;其次,运用有限元分析方法得到了发动机危险部位的应力谱;最后,运用雨流计数法和Miner线性累积损伤理论对发动机危险部位的损伤进行了评估.结果表明,发动机装药危险部位一年时间由于舰船摇摆载荷所造成的损伤为0.0855.