固体火箭发动机中的螺栓连接问题

对固体火箭发动机中有关螺栓连接的几个问题进行了讨论，给出了 紧力矩与螺栓所受应力的关系，螺栓拧断力预紧力矩的确定等。     

考虑螺纹细节的螺栓预紧过程仿真分析研究

采用考虑螺纹细节的有限元模型对螺栓预紧过程进行仿真分析。研究了摩擦系数、支撑结构材料对螺栓扭矩系数、受力变形和螺纹扣的受力分配的影响。提出了根据螺栓变形计算螺栓相对刚度系数的方法。与传统的理论和经验结果对比表明,基于该精确模型的仿真能准确反映螺栓预紧过程,提高螺栓预紧力设计和强度校核准确度,为实现复杂连接结构螺栓预紧力精确设计和验证提供了有效解决途径。     

润滑因素对螺栓连接预紧力的影响

针对润滑因素对螺纹连接预紧力影响状况的实际需求,进行了30CrMnSiA高强结构钢螺栓与TA15钛合金基体之间在多种润滑条件下螺纹连接预紧力变化的分析和试验,为TA15钛合金螺纹连接构件在润滑条件下的设计、使用提供参考.     

螺栓连接松动的导波监测技术综述

螺栓连接件使结构易于安装或拆卸,同时还可以承受较大的载荷,广泛应用于航空航天结构中。然而,螺栓在复杂服役环境中很容易发生松动,因此准确监测螺栓预紧力对于确保结构的可靠性和安全性具有重要意义。经过多年的发展,基于超声导波的结构健康监测方法逐渐成为螺栓连接松动监测的重要技术手段之一。对典型的螺栓预紧力导波监测方法进行了综述,包括导波能量耗散法、时间反转法、接触声学非线性法和混沌超声法等方法,介绍了这些方法的基本原理和发展现状。同时,通过实验将目前应用较多的导波能量耗散法、时间反转法进行了对比,结果表明时间反转法的监测灵敏度更高。     

基于润滑的楔形螺纹紧固件扭拉性能试验研究

楔形螺纹连接结构固有的螺栓齿顶与楔形螺纹斜面线接触模式,存在无润滑状态下线面接触磨损大等现象。为有效提升反复使用工况下楔形螺纹结构连接的可靠性,开展螺栓表面涂润滑脂、螺母表面涂MoS2、螺栓表面仅螺纹涂MoS2与螺栓表面整体涂MoS2等4种润滑方式下的扭拉性能试验,对不同润滑条件下的扭拉系数、预紧力和螺纹磨损等进行试验研究。试验结果可有效提升楔形螺纹连接结构的可靠性和连接质量。     

润滑对钛合金螺栓拧紧力矩的影响

阐述了不同润滑状态对钛合金螺栓拧紧力矩的影响,应用拧紧力矩法控制螺栓预紧力,当量拧紧力矩系数K是重要的影响因素;通过试验,测试出钛合金螺栓表面蓝色阳极氧化和表面强化后涂覆MoS2固体膜润滑剂两种状态的扭—拉关系曲线(即M-F曲线),进而确定两种表面润滑状态的当量拧紧力矩系数K值的差别。     

模块化卫星的多螺杆连接分析

相对于单螺栓连接或平均受力的多螺栓连接,模块化卫星的多根螺杆连接涉及被连接件的非均匀连接刚度,各螺杆处的不同连接刚度的耦合作用与影响还有待深入分析。本文基于单螺栓的载荷分析方法,通过计算被连接件的连接刚度矩阵参数,并融入到螺杆载荷分析中,从而得到计算螺杆直径与预紧力的公式。最后,给出一个模块化卫星多螺杆连接分析的算例,计算结果显示,使用M3钛螺杆、每个螺杆施加最小1Nm拧紧力矩,可以满足此模块化卫星的使用要求。     

基于精确建模的横向振动工况下螺栓松动机理研究

横向振动是引起螺栓连接结构松动的重要原因。利用Hypermesh软件进行参数化建模,在建立带有螺纹升角的螺栓连接结构六面体网格精确有限元模型基础上,基于ABAQUS显式动态分析模块,通过接近实际工况的转角法拧紧螺栓,并施加横向正弦位移载荷,对横向振动下的螺纹连接结构松动情况进行多阶段、全过程有限元仿真分析,并设计了螺栓松动试验台进行螺栓松动实验,验证仿真方法的准确性。主要研究了横向振动前期螺栓扭转变形对螺栓松动情况的影响。结果表明,横向振动时的完全滑移先发生于支撑面处;在螺栓扭转变形完全回弹之前,预紧力的下降主要是塑性变形引起的,螺纹啮合处相对滑动不明显,此后,预紧力的下降主要是螺母回转引起的,螺纹处产生明显相对滑动,并提取了螺栓扭转变形回弹为0的节点。通过仿真和实验相结合的方法使分析结果更为准确。     

运载火箭级间分离爆炸螺栓装配方法

某型号运载火箭级间分离面采用爆炸螺栓连接,在其装配过程中,需要重复多次对其预紧力进行加载、卸载和调整止动垫片方能安装到位,容易造成爆炸螺栓锁死风险和止动垫片错位等问题。对爆炸螺栓装配方法进行研究,从分析问题产生原因、优化装配方法、设计限位装置等方面解决了爆炸螺栓装配可靠性较低的问题,提高了级间分离爆炸螺栓装配可靠性和效率,降低了爆炸螺栓锁死风险。     

包带锁紧结构的预紧力确定

包带锁紧结构用于卫星上高压气瓶的安装固定,通过对包带施加预紧力矩而抱紧气瓶.气瓶在使用中伴随有较大压力变化而产生膨胀和收缩变形.为适应气瓶的变形并且保持安装的刚度要求,包带在不同气瓶压力下需施加不同的预紧力.为获得合适的包带预紧力,文章提出了确定包带预紧力的试验方法,并根据试验数据分析确定了不同压力状态下的包带预紧力,满足了气瓶在卫星不同阶段的使用要求.     

考虑零件蠕变-松弛时凸缘联接系统的密封模糊可靠性

凸缘联接系统作为一种方便的可拆卸连接,这种连接结构不仅要求各连接元件在预紧和操作情况下不发生强度破坏,同时还要求满足一定的密封性能.应用蠕变-松弛理论和模糊可靠性理论,将垫片、螺栓和凸缘环作为一个整体,考虑凸缘联接系统各零件之间变形协调、力的平衡和各零件蠕变-松弛作用,提出了在预紧和操作情况下,计算凸缘联接系统载荷与变形随时间变化的新方法.在此基础上,对其密封模糊可靠性随时间的变化进行了研究.算例结果表明,提出的新方法是可行的.     

气浮陀螺加速度表主轴承的哥氏效应研究

从理论上阐述了应用在惯性飞行平台上的气浮陀螺加速度表主轴承中哥氏效应产生的原因、危害以及补偿的措施。并分别利用经典的陀螺仪理论和速度三角形法求得陀螺力矩的大小,并得出在一定的条件下作用在钢球上的陀螺力矩对主轴承的破坏作用,从而使仪表的精度、可靠性和寿命降低的结论。为了改变这一状况,提出了补偿措施,即在马达轴向施加一定的预紧力。同时阐述了轴向预紧力施加的一般原则,预紧力一般计算方法,计算轴向最小的预紧力以及预紧力的直接和间接的测量方法。提出了施加预紧力的三种方法,即定位加载、定压加载和综合加载的方法,以满足仪表的主轴承能正常工作,并保证一定的工作精度和寿命。     

风云系列近地轨道卫星整流罩透波口设计方法

针对风云系列近地轨道卫星铝合金蜂窝夹层结构的整流罩对无线电信号具有屏蔽功能,若在整流罩抛弃前接收卫星信号以监视卫星状态,就需要在卫星整流罩上开设透波口。提出了根据运载火箭理论飞行弹道设计结果和测站位置,计算测站跟踪运载火箭或卫星时,测量线在各时间节点的α和β角,并根据卫星天线装箭状态下在整流罩内的相对位置关系,精确计算测量线在整流罩壳体上轨迹的方法,设计出满足测站接收卫星信号的整流罩透波口开设的最小区域。既实现了整流罩抛弃前对卫星状态的监视,又最大限度地减小对卫星整流罩结构强度的影响,确保卫星整流罩的安全。     

横向振动下螺栓连接失效及影响因素研究

针对螺栓连接结构在横向振动下的失效问题进行试验研究,首先,对比相同条件下普通螺母与防松螺母的失效过程,结果表明普通螺母仅出现松动失效,而防松螺母会先出现部分松动,再因螺栓根部疲劳断裂而完全失效。同时在不同类型防松螺母中,Hard-lock螺母和施必牢螺母防松效果明显优于其他防松螺母。其次,考察拆卸次数、振动频率、幅值等因素对螺栓连接失效的影响规律,发现多次拆卸会改变普通螺母的失效形式;相对于振动频率,振动幅值和预紧力对螺栓失效的影响较大。     

一种舱段快速连接结构设计及承载能力分析

设计了一种新型的舱段间连接装置，分析了其在轴向力载荷作用下的受力情况，并以相对滑动作为失效判据给出了预紧力的计算方法，在此基础上分析了卡箍倾角、摩擦系数以及预紧力等对该结构承载能力的影响。研究结果表明：直径为1 200 mm的连接结构能够满足1 000 kN 轴拉载荷下的使用要求。卡箍与壳体配合面倾角、摩擦系数以及预紧力等均会对该连接结构的承载能力产生影响，其中预紧力的影响主要表现为预紧力增大，卡箍与上下壳体对接面的压力增大，产生的摩擦力增大，因此其轴向承载能力增大。此外，随着配合面倾角增大以及摩擦系数的减小，则会导致该连接装置承载能力产生显著下降。     

改进的螺栓连接结构建模方法及其在导弹设计中的应用

对存在接触、摩擦和预紧等非线性因素的螺栓连接结构有限元建模方法进行对比研究,建立了面向某型导弹舱段径向连接结构的求解效率高、适用性强的有限元模型,并分析求解。研究从不同形式的连接结构建模策略和螺栓预紧力施加手段两方面展开,通过基础平板连接结构,验证了4种组合建模方法的精度和有效性,对比优选出最优的建模方法。仿真结果表明,梁单元配合多点约束的建模方法配合直接施加法的预紧力施加方法,是一种可实现导弹舱段径向螺栓连接结构高效求解的有限元建模方法。本研究可作为导弹结构在方案设计阶段的理论基础,同时为下一步的结构优化设计提供有效的技术支持,具有一定的工程应用参考价值。     

发动机镀镉螺栓连接件的失效分析

对一种固体发动机安全机构上的螺栓连接失效件断口进行了扫描电子显微镜、金相组织、化学成分和Ｘ射线微区元素分析。基本朝该螺栓件失效断裂原因，由于钢制螺镀之后，低熔点金属镉从螺纹根部缺陷处渗入到基体内部引起晶界脆化，在应力的作用睛导致螺栓件失效断裂。     

微型固体火箭发动机推力测量

通过对推力剂测量系统的分析，并根据微型固体火箭发动机的特点，采用减轻试验系统活动部份的质量，并对传感器施加预紧力，增强试验系统的刚性等技术措施，在微型固体火箭发动机的推力测量中有效地抑制了二阶振荡，文中还对传感器加预紧力的几个问题作了介绍。     

液体火箭发动机旋转式唇形密封圈脱开转速计算

针对火箭发动机涡轮泵端面密封结构中旋转式唇形密封圈的“脱开式”密封特性,基于丁腈橡胶材料单轴拉伸试验数据,借助非线性有限元软件ABAQUS,建立了唇形密封圈的“解析刚体-超弹性体”组合有限元模型.计算了在过盈装配预紧力、弹簧径向力、燃料介质压力及旋转离心力作用下,密封圈的Von-mises应力分布及变形情况,根据密封圈接触状态转化,获得了密封圈的脱开转速区间.最后进行了唇形密封圈的水运转试验,提出了用于测量密封圈脱开转速的逆向测量方法,试验结果与计算结果吻合,从而验证了计算结果的正确性.     

一体化包覆药柱缠绕应力的数值计算

固体火箭推进剂应用广泛,基于一体化包覆纤维缠绕工艺,对药柱缠绕过程进行数值模拟应力计算。利用ABAQUS建立有限元模型进行数值计算,对药柱各节点应力进行分析。基于实际工况列出预紧力、药柱位移速度、药柱旋转速度、纤维带宽四个工艺参数,对缠绕过程进行动态仿真模拟,同时通过静态模拟多层缠绕工况。计算结果表明,单圈缠绕结束后药柱主体应力在0.060～0.120 MPa内,最大应力为0.202 MPa;预紧力和纤维带宽对于缠绕应力的影响较大,预紧力越大,应力越大,而纤维带宽越宽,应力越小,药柱移速和转速对缠绕应力影响较小;多层缠绕时药柱应力大小会随着缠绕层数的增加而上升,上升速度越来越慢,16层时最大应力可达0.338 MPa,研究结果及数据对于带药纤维缠绕工艺具有支撑借鉴意义。