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。     

离心通风器壳体失效分析

根据某发动机离心通风器6个故障件的破坏形貌分析结果以及简化模型的光弹性试验和有限元计算结果建立离心通风器壳体力学模型,并通过计算的名义应力探讨结构失效原因并提出排故措施。研究结果表明,由于壳体在油气混合环境中使用,其肋的转接台阶处具有高的应力集中、材料铸造表面粗糙、组织疏松等缺陷,助的截面尺寸公差太大等多种因素造成零件的可靠性降低。     

纤维缠绕复合材料火箭发动机壳体水压试验的声发射监测

1 前 言 复合材料结构主要有三种破坏机理,即基体开裂、界面分离和纤维断裂。而对于复合材料火箭发动机壳体来说,界面分离和纤维断裂是主要的。界面分离对壳体的抗弯强度影响颇大。发射(升压)时载荷主要由纤维承受,基体开裂只是在纤维受损后才有损于壳体的承载能力。 壳体水压试验时可出现以上三种破坏机理。给壳体注满水,一次加压到稍大于最大     

确定壳体结构外压临界载荷的非破坏实验方法

本文给出了一种确定壳体结构外压临界载荷的非破坏实验方法,这是一种以壳体结构的法向挠度作为控制变量的逐步逼近法。运用这种方法,对九件由LY12-CZ铝合金制成的具有周向Ω-型筋条的柱形曲板和某机机身的3号至6号油箱内壁作了非破坏屈曲试验,准确地确定了壳体的临界压力,初步研究了周向约束对加筋柱形曲板屈曲的影响。试验结果表明,这种非破坏屈曲试验方法是成功的。     

转动壳体外压屈曲的有限元分析

由于转动离心力的影响,壳体的屈曲临界压力随转速的提高而升高。本文推导了转动壳体线性屈曲的有限元公式,并用DMAP语言编制相应的程序修改MSC/NASTRAN的解题步骤考虑离心力完成了分析。还利用MSC/NASTRAN的几何非线性分析功能完成了有初始几何缺陷转动壳体的有限元分析,计算后屈曲的载荷—变形曲线,得出不同转速下的缺陷敏感度曲线。     

固体火箭发动机玻璃钢壳体红外无损检测技术

固体火箭发动机玻璃钢壳体的红外无损检测技术是由航天部44所研究成功的,并于1985年通过了院级鉴定。 一、技术指标及性能 1.壳体内部分层显示的最小缺陷面积φ5mm,第一界面脱粘或分层缺陷显示的最小面积φ15mm,绝热层内部脱粘、气泡型缺陷的探测准确率≥95％。 2.国内首次用红外热图法检验玻璃钢壳体的质量。创造了水热法检查加上主动式灯泡加     

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。     

某型飞行数据记录器防护壳体优化设计

防护壳体保护飞行数据记录器中数据记录介质不被破坏，因此防护壳体设计是十分关键的。对防扩壳体建立优化设计模型，并采用有限元方法对不同的方案进行计算，最后选取了一种了防护壳体设计的最优化方案。     

纤维缠绕复合材料壳体制造工艺

美国宾夕法尼亚州立大学工程科学和力学系教授Ｈ．Ｔ．Ｈａｈｎ和其助和Ｓ．Ｊ．Ｃｌａｕｓ对制造工艺参数与缺陷的数量、缺陷的部位和几何形状的关系、缺陷对纤维缠绕圆柱壳体压缩结构响应的影响进行了研究，并根据固化后的圆柱壳体的质量对热压罐真空袋固化技术、烘箱固化技术和采用收缩带的烘箱固化技术乾坤进行了评价。     

缠绕复合材料壳体爆破压强的预测

针对缠绕复合材料壳体在内压作用下的破坏问题,基于连续损伤介质力学方法,建立了一种缠绕复合材料渐进损伤破坏分析模型。模型中考虑了纤维破坏、基体损伤和纤维/基体开裂3种破坏模式,并针对缠绕复合材料面内剪切非线性的实际,建立了面内剪切非线性模型。通过子程序UMAT将模型嵌入ABAQUS/Standard中,对含缺口缠绕复合材料试件拉伸过程进行了仿真计算,验证了模型的正确性。采用该模型对缠绕复合材料壳体的水压破坏过程进行了仿真分析,结果表明:内压作用下缠绕复合材料的最终破坏是由于纤维断裂导致的,且纤维破坏主要出现在环向层,基体破坏主要出现在纵向层。      

试谈固体火箭发动机壳体之低应力爆破

本文通过研究分析国内外固体火箭发动机壳体材料应用方面的资料发现,用含高硅低合金超高强度钢制造的壳体容易发生低应力爆炸事敌,这主要是由于该钢种先天性的缺陷所致,即该钢种采用低温回火制度,壳体容易产生氢脆;钢中的硫、磷得不到严格控制,焊接时容易产生热裂纹等。而D6AC钢系低硅高温回火钢,正好可以弥补前者之不足.因此将会得到更广泛的应用。     

舰载导弹固体发动机发射跌落危险性分析

为了研究舰载导弹固体发动机冷弹射点火失败后跌落的安全性问题,采用推进剂的点火增长模型,利用ANSYS/LS-DYNA软件计算发动机垂直跌落过程。结果表明,发动机的尾部、壳体和装药的应力均很大,有产生破坏的风险,推进剂的温升较小,不会发生点火反应,但其应变较大,存在产生大变形破坏的可能性。     

分层缺陷对复合材料加筋层压板压缩强度的影响

针对飞机复合材料加筋层压板结构,设计了含有预埋分层缺陷的复合材料加筋层压板的典型试验件以及压缩试验装置,研究了分层缺陷位置和大小对加筋板压缩强度的影响。研究结果表明:分层缺陷会改变加筋板的破坏模式,浅表分层在压缩过程中表现为局部屈曲模态,局部屈曲强度只有其破坏强度的30%~60%,分层直径增加,局部屈曲强度降低。局部屈曲发生后,加筋板尚可进一步承载,直至层板失稳破坏。本文给出的数据和结论对实际飞机结构设计的参数确定和生产过程中的超差问题处理具有重要参考价值。     

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.     

T800HB/环氧复合材料壳体爆破性能分析北大核心CSCD

针对T800HB/环氧复合材料壳体易在封头部位产生复杂的应力状态,导致壳体低压破坏的问题,通过采用金属接头结构优化与封头补强措施,使T800HB/环氧复合材料壳体的爆破压力由28.2 MPa提高到36.4 MPa,纤维强度发挥率由65.7%提升至85.6%。     

定向破坏复合材料层合壳体结构铺层的分析与设计

以复合材料层合板为基本材料设计了一种结构新颖的定向破坏复合材料层合壳体结构,在导弹与

该壳体结构的初始接触区域预制缺陷区,导弹发射时以四瓣形式开裂,大幅度提高了导弹的发射效率。利用ANSYS

有限元模拟分析软件,通过强度分析确定了最佳铺层设计方案,单层板厚度为0.2 mm,采用基体本身加强预

置缺陷区的[0°/90°/ ±45°]2S 铺层方式。该种铺层方式的爆破载荷为0.21 MPa,最小顶破载荷为1 kN,完全能够

满足其在工作环境下既能承受一定的压力不漏气又能在较小的顶破载荷下自行破裂的设计要求。

     

某薄壁壳体组合焊接质量改进

文章从角焊缝气孔、缺陷返修、背面保护、角向位置精度、批次性质量风险等方面入手,分析原理、制定措施、反复验证,取得了优异的改进成果,此次质量改进全面提升了该壳体组合焊接制造质量,完善了薄壁壳体焊接质量保障技术。     

钛合金贮箱薄壁壳体电子束焊接

在研制大容积钛合金表面张力贮箱的过程中,由于受到焊接工装精度的限制,导致电子束焊缝缺陷,因此贮箱未达到设计爆破压力而发生破裂.通过对焊缝断面的金相分析,改进了焊接前焊缝清洁措施,修改了焊接工艺参数,最终解决了大直径薄壁钛合金壳体的焊接质量问题.     

铝合金接头材料性能与应用研究

大型固体火箭纤维缠绕发动机壳体前、后封头开孔处的接头为法兰结构,要求接头材料既具有较高的刚度和强度,同时重量还要轻。过去,一般采用铝合金作接头材料,但在产品研制过程中曾因后接头材料而发生过壳体的低应力破坏。随着型号研制任务的需要,接头开孔加大,从而使得接头材料承载更加苛刻。此外,发动机纤维缠绕壳体需经6.4 MPa的水压内压检验程序,接头材料又直接与水接触;在壳体生产过程中接头件还需与纤维复合材料缠绕在一起加热固化,与橡胶绝热层胶接,所以在发动机长期贮存过程中接头材料必定会受到某些特殊化学气氛的影响。可以说,接头件材料的环境条件是苛刻的,应力腐蚀开裂(SCC)的应力和环境条件是具备的。因此,减小和消除壳体生产工艺过程中接头材料可能诱发的SCC裂纹,根除发动机产品的隐患十分重要。     

T800HB碳纤维复合材料壳体定量化等强度补强技术

文摘T800HB碳纤维性脆,制备的复合材料壳体易在封头部位低压破坏。为克服传统补强方式给筒段纵向带来的冗余质量,采用等强度补强理念,以Φ150 mm壳体为研究对象,借鉴复合材料壳体应力平衡系数,通过应变分析与试验验证,定量化得出等强度增强所需材料的厚度。研究结果表明,定量化等强度补强技术可行、可靠,制备的T800HB碳纤维壳体的爆破压力均达到设计值,筒段纵向材料强度不再富余,特别对提高大长径比壳体的PV/W值有积极作用。