超高强度钢固体火箭发动机壳体的断裂研究

本文简述了37SiMn CrMiMoV超高强度钢固体火箭发动机壳体研制过程中,开展断裂研究的情况。介绍了环绕着壳体低应力爆破的解决。     

高性能环氧/碳纤维缠绕壳体制备及其性能研究

介绍了一种高性能环氧基碳纤维固体火箭发动机壳体的制备,分析了壳体水压爆破压强、容器特征参数(pV/W)和应变,找出了影响壳体性能的因素。     

玻璃钢圆筒壳体内压下的变形及破坏强度

本文以线弹性薄膜理论为基础对固休火箭发动机玻璃钢筒体内压下变形,同时应用最小余能原理对其破坏强度问题分别进行了理论分析与计算.通过对全尺寸壳体的变形测试和爆破压力试验,以及对标准容器进行的批量爆破试验,证实理论分析基本符合试验结果.     

利用声发射(AE)计算火箭发动机壳体在爆破试验时的强度

借助AE技术计算裂纹严重程度的方法用于火箭发动机壳体的爆破试验,是为了计算发动机壳体在液压试验时的结构牢固性。在AE信号中观察到三个高活度区域,其中二个是断裂起始点。目前试验中所应用的计算方法可以在断裂前很好地预料断裂特性。     

固体火箭发动机的可靠性设计与可靠性设计中的最优化

本文应用统计理论分析了固体火箭发动机壳体的可靠性设计问题。其中主要讨论壳体在点火压力作用下,塑性破坏与断裂破坏的可靠性设计方法。 另外,本文针对其一,对消耗资金进行限制的前提下,使壳体的可靠性最高;其二,在可靠性要求被满足的前提下,使所消耗的资金最少等两种概率设计中的最优化问题提出了处理方法,并做了相应的算例。     

高稳定性发动机控制飞行试验结果

由刘易斯研究中心出资并管理的高稳定性发动机控制（HISTEC）计划的目的,是发展和飞行验证一种先进的高稳定性一体化发动机控制系统。这种系统是用实时测量方式来预估进行道压力畸变,以增强发动机的稳定性。飞行验证的在德赖登飞行试验研究中心的一体化先进控制技术研究机（ACTIVE）F15上进行。飞行试验的构型研究目标的详情以及为达到这些目标而运用的飞行试验矩阵将在本文中阐述。飞行试验结果表明,这套设计方法可以精确地估计畸变并能对发动机调节进行实时控制。     

固体发动机壳体材料概述

一、前言 目前,使用的火箭、导弹固体发动机壳体材料,总括起来有两大类。一类是金属材料,主要有低合金超高强度钢、钢合金、钛合金及铝合金。另一类是复合材料,如玻璃钢,塑料〔克夫拉(Kevlar)——芳香族聚酰胺纤维塑料〕及纸质酚醛树脂合成材料。 金属材料中合金钢和钛合金在五十年代已大量使用。钛合金的比强度超过了所有的金属材料,故是制造固体发动机壳体的理想材料之一。该材料在固溶状态时塑性良好,便于加工,但缺点可焊性较差。因此,多数仍然采用超高强度钢。     

固体火箭发动机玻璃钢壳体设计及试验结果分析

本文针对纤维缠绕玻璃钢材料和成型工艺特点,从材料基本性能数据出发,确定固体火箭发动机玻璃钢壳体设计的工程计算方法,比较简明的计算代替复合材料壳体复杂的理论计算;同时,结合产品使用中的有关试验结果,分析了所设计的玻璃钢壳体发动机的强度可靠性问题。     

美国再次进行固液火箭发动机飞行试验

1997年4月25日，美国一个工业组织的团队，再次进行了单级固液火箭发动机的飞行试验。发动机长5．73m，直径152mm，固体燃料为端羟基聚丁二烯，液体氧化剂为液化氧化亚氮。称为Hyperion的固液探空火箭，由环境航空科学公司（EAC）制造，由NASA沃洛普斯飞行基地发射，飞行19s后达33．4km。1997年1月8日的单级发射中，该火箭达到36．5km的高度。这次发射试验的目的是要用整体的降落伞回收系统回收火箭壳体，结果表明，回收的发动机壳体几乎和静态试车后壳体的状况一样。Hyperion现用的固液推进剂，发动机海平面比冲为2205N·s／kg，燃料利用率超过99％。若采用高密度、高能推进     

混杂纤维复合材料壳体承外载试验

为了解决固体发动机承外载荷能力和质量系数的矛盾，用F12纤维、S-2玻璃纤维及二者的混杂纤维缠绕成三种壳体试件，对壳体试件分别进行了扭矩试验和轴压试验。通过试验获得了三种壳体试件的扭矩和轴压破坏形貌和破坏载荷，并测得了相应质量。结果表明，混杂纤维缠绕壳体能有效地使发动机承外载荷能力和质量系数得到协调。     

固体火箭发动机复合材料壳体树脂基体的选择原则

本文通过对固体火箭发动机壳体技术分析,结合国内外实践经验,提出了固体火箭发动机复合材料壳体制造用树脂基体的选择原则。     

贴壁浇铸固体火箭发动机动态应力应变分析

本文研究贴壁浇铸固体火箭发动机结构在燃烧室压力作用下的动态响应.固体火药药柱视为线性粘弹体,发动机外壳视为线性弹性体,利用轴对称平面应变动粘弹理论,导出动力学基本方程.它为积分微分方程形式,经过数值积分与差分技术,将方程离散化,转化为代数方程,用计算机求解.文中着重讨论固体火药与发动机壳体交界面处的径向接触应力σ_(r=b)并较为详细地研究了粘弹体剪切松弛模量G(t)对σ_(r=b)的影响,以及燃烧室压力的上升梯度及药柱与发动机外壳的物理参量与几何参量对σ_(r=b)的影响.     

固体发动机用钛的发展

本文论述了用钛合金制造固体火箭发动机壳体的优越性,评述了美国及其它西方国家钛壳体的研制和应用概况,简要介绍了我国钛壳体的试制现状。认为,现代宇航发动机壳体采用钛合金仍然具有重要意义。     

固体火箭发动机金属壳体的结构可靠性

本文采用威布尔分布来描述超高强度钢制成的固体火箭发动机金属壳体的破坏压力分布.由最小二乘法求得威布尔分布的三个参数值后,按照应力强度模型估算了固体火箭发动机壳体的结构可靠性.     

金属内衬纤维增强复合材料筒体设计

研究了金属内衬纤维增强复合材料筒体的设计方法,推导出了环向及螺旋加环向纤维缠绕的金属内衬筒体计算公式。以算例表明,该方法在保证壳体爆破强度前提下,达到了壳体减重和增加刚度的效果。本研究以固体火箭发动机壳体设计为背景,可以延伸用于一般压力容器。     

固体发动机复合材料壳设计

1 引言 发动机壳体是导弹的一个消极部件,其设计目标是在技术和成本允许范围内尽可能地减轻质量。轻质壳体可使发动机质量比较高,从而提高导弹的性能。使用复合材料比金属材料可以大大减轻壳体质量。复合材料     

X射线辐照圆柱壳体产生的汽化反冲

暴露在x射线辐射场中的圆柱壳体,在吸收了大量的辐射能后其表层汽化。由于表层的汽化物质快速飞散,圆柱壳体将受到冲击载荷的作用。本文用气体动力学方法提出了计算作用在圆柱壳体上汽化反冲压力及冲量的理论模型。     

水冲压发动机的热力性能分析

针对水冲压发动机这一新型动力系统,详细分析了其工作过程,并建立了相应的热力计算模型。结合质量守恒方程、化学平衡方程和能量守恒方程建立了发动机热力计算理论,预估了发动机的性能,初步设定了燃烧室的工作压力,并分析了比冲、推力以及特征速度等性能参数随进水量的定性变化规律。综合考虑发动机性能及燃烧反应的启动温度,得出一次进水水燃比限定在0.5~1.9之间,总水燃比的上限为5.1,而水燃比为3.5时对应着最高比冲。     

Φ200 mm 固体火箭发动机复合壳体成型工艺

以混合环氧树脂E-51和TDE-85为基体树脂、复合芳香胺为固化剂,采用砂芯模、缠绕等成型工艺,制作的φ200 mm复合壳体,特性系数PV/W为32.3 km.水压爆破试验结果表明,所设计的碳纤维复合材料发动机壳体满足设计性能指标要求.     

航空发动机附件机匣壳体变形分析

研究工作状态下附件机匣的壳体变形,对于提高航空发动机的安全性、可靠性具有重要意义.结合使用MASTA软件和ANSYS软件,综合考虑齿轮、轴、轴承和壳体等零部件的变形及其在传动过程中的相互影响,得到真实的轴承载荷和壳体变形结果,并提出通过计算齿轮轴平行度的方法对壳体变形量进行评估的方法.此外,采用杠杆砝码加载,模拟实际工作中扭矩传递的壳体变形试验方法.将试验值与计算值进行对比分析可知,二者虽然存在一定误差,但量级基本一致,该方法可作为机匣壳体变形试验的1种探索性测量方法.