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发动机燃烧室壳体/绝热层界面脱粘类型及解决的技术途径王维明(上海新风化工研究所313022)本文介绍了发动机燃烧室壳体/绝热层常见四种脱粘类型。这些类型的界面脱粘时发动机装药结构完整性和安全可靠性有着严重的危害。并在此基础上提出解决相应脱粘问题的技术... 相似文献
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本文应用了二维轴对称弹性有限元分析方法计算了常见的三种火箭装药结构,因热载荷及火箭发动机工作内压力作用引起的脱粘主应力(发生在人工脱粘端点处包复层与推进剂药柱的相粘接的界面上),对比分析了火箭装药的外界载荷、人工脱粘结构形式及火箭装药的几何参数等对脱粘的影响。另外,对于预防火箭装药包复层的脱粘问题做了一些分析讨论。 相似文献
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整体模压封头绝热层和人工脱粘层制造技术洪竹娟(陕西非金属材料工艺研究所西安710025)1前言发动机燃烧室壳体的热防护是关系到发动机成败的关键技术之一。发动机内绝热层的主要作用:第一,防止高温燃气烧坏燃烧室壳体,防止由于过热而降低壳体的强度和危及其结... 相似文献
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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。 相似文献
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固体火箭发动机(SRM)装药包覆界面性能对发动机安全工作意义重大。为研究改性双基(CMDB)推进剂/三元乙丙(EPDM)包覆层界面在不同受载速率下的脱粘情况,采用双悬臂梁(DCB)试件对包覆粘接界面进行了界面脱粘性能试验研究,获取了脱粘界面扩展过程中的加载点载荷-位移曲线。同时,构建了界面率相关内聚力模型(CZM),并采用Hooke_Jeeves优化算法反演识别出相关模型参数。通过对比多阶段加载实验及仿真结果曲线验证了模型的可靠性,结果表明,二者变化趋势基本一致,最大误差小于15%,所得结论对固体火箭发动机装药界面脱粘研究具有一定参考价值。 相似文献
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采用钢/ 三元乙丙绝热层/ 衬层( K/ J/ B) 粘接试件和钢/ 三元乙丙绝热层/ 衬层/ 推进剂( K/ J/ B/
Y)矩形试件,对三元乙丙(EPDM)绝热层、无预固化衬层界面粘接强度进行测试,研究了EPDM 绝热层表面处
理工艺、衬层成型厚度以及衬层成型后装药间隔时间对界面粘接性能的影响。结果表明:无预固化衬层与表面
未处理的EPDM 绝热层粘接强度约1. 0 MPa,而EPDM 绝热层表面处理后,无预固化衬层与绝热层和推进剂界
面的粘接良好。无预固化衬层成型厚度为0. 3 ~0. 5 mm,界面粘接强度基本不变;衬层成型厚度增大到0. 7
mm,则界面粘接强度逐步增加。K/ J/ B/ Y 断裂面均在推进剂间,界面良好无异常;装药间隔时间从4 h 延长至
24 h,对K/ J/ B/ Y 粘接强度影响较小,无预固化衬层完全可以按照现行装药工艺进行装药。 相似文献
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研究了固体火箭发动机推进剂与包覆层界面脱粘在燃烧条件下扩展的影响因素。对含有预制脱粘面的试件进行了大量的燃烧试验,用X射线实时成像系统记录了燃烧过程;根据组成试件的不同材料特性,分别用粘弹性和线弹性有限元方法计算了试件在燃烧过程中的应力应变状态,并利用修正后J积分法对脱粘面扩展的可能性进行了预估。理论分析和试验结果均表明:燃烧室增压速率、脱粘面尺寸、边界条件等因素对脱粘面扩展均有较强的影响。该研究结果对制定固体火箭发动机装药失效判据有一定参考价值。 相似文献
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介绍了纳米材料在固体发动机上的应用情况及前景,重点论述了纳米材料在固体发动机壳体结构材料、外防护材料、喷管烧蚀材料以及大固体推进剂中应用的是新技术进展和潜力。 相似文献
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阐述了近年来固体火箭发动机整体综合无损检测中采用的新技术和固体火箭发动机结构缺陷判废标准研究的一些进展。根据最近出现的新检测设备和研究结果,展望了这一研究领域未来的发展趋势。 相似文献