固体火箭发动机复合材料壳体裙连接区结构数值分析

对某固体火箭发动机纤维缠绕复合材料壳体轴压载荷作用下裙与筒段连接区(裙连接区)进行了有限元结构分析。依照壳体的结构特征和受力特性建立了裙连接区3D简化分析模型,通过对某芳纶纤维壳体仿真结果和实验数据的对比分析,验证了模型简化的合理性和有限元结果的正确性;最后对某炭纤维缠绕复合材料壳体裙连接区进行了数值分析和壳体连接区结构方案改进。结果表明,增加补强层厚度和提高补强层纤维模量可有效降低应变极值,改善结构应力分布,经改进的结构设计方案承载能力可提高20%。     

固体火箭发动机壳体封头问题

本文对固体火箭发动机壳体可能采用的封头进行了较系统的讨论。给出了椭球封头、Cassinian封头、三心封头、多心封头及等强度封头的型面方程、内力表达式、表面积和客积表达式。并对发动机壳体设计者感兴趣的问题进行了分析讨论,得到了一些可供设计参考的有益结果。     

基于网络理论的纤维缠绕壳体结构可靠性数字仿真

研究了基于网格理论的纤维缠绕壳体结构可靠性数字仿真方法及程序，以乘同余法产生伪随机数用于仿真计算，并对所产生的伪随机数进行了检验；对某发动机纤维缠绕壳体进行了结构可靠性数字仿真计算，得出了其结构可靠性。     

固体发动机纤维缠绕壳体设计准则判别式

给出了固体火箭发动机纤维缠绕复合材料壳体设计准则判别式。依据这一准则，当用于制造壳体的纤维材料特征值时，则该材料按刚度准则设计固体火箭发动机壳壁厚度，否则，按强度准则设计壳体厚度。以及机纤维和碳纤维为增强材料，给出两例分别按强度和刚度准则设计的实例，通过另两例强度相近但刚度不同的设计尘实例的比较。文中提出在设计固体火箭发动机壳体时，应合理选用纤维的最佳值，并建议发展纤维材料时，应注重强度与刚度的     

F-12/S-2混杂纤维复合材料壳体承载能力

为解决某型固体火箭发动机壳体承外载荷能力与质量系数难以协调的问题,通过试验测试了F-12纤维与S-2纤维层间混杂复合材料的抗压缩性能,利用混杂纤维优势提出了壳体改进方案,并进行了有限元分析。试验结果和有限元计算表明,壳体裙外铺层采用F-12/S-2混杂纤维,使壳体承外载荷能力大幅提高,混杂纤维优势得到充分发挥,解决了工程难题。     

纤维缠绕圆筒压力容器结构分析

对具有内衬的纤维缠绕圆筒压力容器进行了结构分析。将内衬作为各向同性材料,纤维缠绕圆筒作为正交异性材料处理。在内压作用下,得到了内衬和纤维缠绕圆筒的弹性应力和应变。讨论了内衬和纤维缠绕圆筒材料选取和结构设计准则,即应选取弹性模量很低,强度较高和塑性良好的材料作内衬;选取模量和强度都较高的纤维缠绕圆筒;内衬壁厚应尽可能薄,且与纤维缠绕圆筒粘接牢固。算例表明,弹性应力分析结果与测试值符合良好。     

复合材料壳体固体火箭发动机温度载荷下力学响应分析

基于非线性有限元数值仿真分析方法,使用有限元计算软件ABAQUS,分别建立金属壳体与复合材料壳体两组发动机仿真模型,分析复合材料壳体固体发动机的结构完整性,并研究复合材料壳体的各项参数对于发动机装药和壳体的应力场的影响。分析结果表明:在温度载荷下,选用复合材料壳体的端燃装药固体发动机比选用金属材料壳体的发动机具有更好的结构完整性。随着复合材料壳体厚度的增大,装药的应力、应变值均增大,壳体的应力逐渐减小;随着复合材料壳体弹性模量增大或泊松比减小,装药的应力、应变逐渐减小,而壳体的应力、应变逐渐增大。     

导弹遥测舱强度分析

利用大型结构分析软件ＡＮＳＹＳ对遥测舱受载情况下的应力分布进行计算，采用实体建模技术，用三维壳单元和三维体单元分别对筒体和端框建立有限元模型，获得整个舱体的应力分布和开口处应力集中。该方法简便，效率高，结果精确。     

复合材料固体火箭发动机壳体和喷管的质量控制

本文论述了纤维缠绕复合材料发动机壳体和喷管中出现的主要缺陷,形成的原因,以及减少各类缺陷应采取的措施,从保证产品质量出发,提出了对原材料、预浸带的质量检验、产品制造工艺的控制以及产品的验收试验这三个主要环节进行全面质量控制的方法,以便最终实现固体发动机壳体和喷管的高度可靠性。     

固体火箭发动机混杂纤维缠绕壳体设计分析

基于网格理论，推得了固体火箭发动机混杂纤维缠绕壳体在内压作用下的平衡方程。以纤维层强度和模量给出了混杂纤维层厚度比的确定方法及混杂纤维缠绕圆筒壁厚的确定方法。讨论了用模拟实验压力容器确定纤维发挥强度的方法。     

纤维缠绕壳体设计的网格分析方法

讨论了用于纤维缠绕薄壁结构设计的网格理论的意义。基于网格理论，得到了固体火箭发动机纤维缠绕壳体圆筒壁厚和爆破压强的计算方法，给出了用模拟实验压力容器确定纤维发挥强度的方法。算例表明，计算值与实测结果符合良好。     

基于网格理论的纤维缠绕壳体结构可靠性数字仿真

研究了基于网格理论的纤维缠绕壳体结构可靠性数字仿真方法及程序。以乘同余法产生伪随机数用于仿真计算，并对所产生的伪随机数进行了检验，对某发动机纤维缠绕壳体进行了结构可靠性数字仿真计算，得出了其结构可靠性。     

全复合材料发动机壳体与喷管连接结构

结合国外先进固体发动机纤维缠绕壳体与喷管连接的技术,分析了实现全复合材料固体发动机壳体-喷管的连接方式,技术途径,并提出了有关设计参数,可供设计人员参考.     

航天飞机纤维缠绕壳体的抗压强度研究:第一部分—试验

航天飞机起飞的瞬间,其主发动机的点火给予固体火箭助推发动机的纤维缠绕壳体一个很大的弯矩,使复合材料壳体的尾部受到了很大的压缩载荷。由于连接的需要,复合壳体尾部具有很复杂的设计,涉及到嵌入的布带和螺旋层减薄问题。为了研究发射瞬间加载状态下的纤维缠绕壳体性能,开始了试验和分析的综合研究。本文将叙述试验计划的研究结果,包括几台全尺寸和300多台缩比壳体的试验。该计划从短期研制工作开始,其目的是要确定适合的缩比试验样品,以便测定材料的抗压强度。一旦缩比样品确定之后,就开始实施更全面的试验计划来确定缠绕壳体的工艺和设计参数变化对强度的影响。为了验证分析预测的有效性,在模拟发射瞬间的弯曲状态中进行了全尺寸壳体试验。在所有的试验中特别注意观察壳体破坏的顺序,即载荷从螺旋层薄弱部位传递到坚固布带终止部位的复杂过程。     

纤维缠绕壳体封头厚度的计算方法

纤维缠绕固体发动机壳体的厚度是不均匀的,壳体的封头形状、纱带宽度及两端开口均影响它的厚度.本文利用纤维叠带几何关系推导了一种计算纤维缠绕壳体封头厚度的公式.使用这一公式计算的壳体封头厚度,经与实测值比较表明,计算精度较高,可供纤维缠绕发动机壳体设计、工艺人员使用.     

固体火箭发动机加压固化压强优化设计

加压固化工艺能有效降低固化降温过程固体火箭发动机药柱的残余应力,提高其结构完整性。为准确便捷地确定最优固化压强,采用消除壳体对药柱外表面的变形约束的方法,分析加压固化工艺无法完全消除药柱残余应力应变的原因,指出固化降温过程壳体轴向和径向变形是影响药柱结构完整性的主要因素。基于现有数值计算方法,提出一种考虑药柱初始变形的三步分析法,采用全因子试验设计方法,对药柱结构完整性关于壳体轴向变形和径向变形的灵敏度进行分析并给出估算压强;再利用Evol优化算法,基于估算压强对某翼柱形药柱发动机进行了优化分析。确定最优加压压强为1.922 MPa,此时药柱中的最大主应变降为1.085%,与常压固化相比降低了79.15%,药柱中最大主应力较常压固化降低了72.11%。     

复合材料壳体固体发动机药柱工作内压三维结构分析

对复合材料壳体的固体发动机药柱在工作内压作用下的变形和三维应力、应变进行了计算。复合材料壳体简化为正交各向异性结构，确定其弹性材料常数和材料的主轴方向，壳体变形计算和多次水压测试结果基本一致，在此基础上进行了药柱的三维应力、应变分析，为药柱完整性分析提供了参考。     

纤维缠绕复合材料壳体的非线性大变形有限元分析

叙述了纤维缠绕复合材料固体火箭发动机旋转壳体与回转体构成的组合结构在轴对称大变形状态下的非线性有限元分析方法。给出了在轴对称大变形条件下的八结点等参单元和拟协调双曲壳单元的有限元列式。算例结果与已知的的理论符合较好。     

某碳纤维复合材料发动机壳体设计研制

介绍了某直径400 mm碳纤维缠绕复合材料发动机壳体的设计研制。根据该发动机的结构,以石棉/丁腈橡胶为壳体绝热层材料,用网格法建立了封头和筒段等结构层的模型,并给出了发动机的纤维缠绕壳体壁厚和层数设计结果,以及芯模制作、壳体绝热层成型和壳体裙装配等主要成型工艺。工作压力、气密和爆破等水压试验结果表明,所设计的碳复合材料发动机壳体满足性能要求。     

固体火箭发动机壳体特性系数

讨论了固体火箭发动机壳体特性系数的定义,给出了钢壳体和纤维缠绕壳体特性系数的表达式。结果表明,壳体特性系数不仅与壳体材料的比强度有关,还与壳体封头结构及圆筒长径比有关;对纤维缠绕壳体,特性系数还与纤维的体积含量有关。因此,将壳体特性系数作为壳体材料的性能常数是不正确的。在其他条件相同的情况下,增加圆筒长度是提高壳体特性系数的有效方法。