基于实测数据的固体火箭发动机粘接界面振动损伤分析

为研究某立贮式固体火箭发动机在海洋值班条件下推进剂/衬层粘接界面的损伤情况,对固体火箭发动机在实际振动载荷与重力耦合作用下的疲劳损伤进行了评估。对监测的发动机振动数据进行了预处理;利用有限元软件先后模拟了发动机固化降温过程和值班振动过程;运用三点雨流循环计数和Miner理论对粘接界面危险点处累积损伤值进行了计算。结果表明,固化降温过程中,药柱两端与人工脱粘层脱开,推进剂/衬层粘接界面剪应力变化过程可由幂函数τ=a·t~b+c表示;以固化降温结果作为原始条件,振动初始时刻粘接界面剪应力发生剧烈变化,约15 s后剪应力稳定变化,最大值点位于界面头部;在某特定海情下连续值班一年时,重力和振动载荷造成的某固体发动机寿命损伤为14.84%。     

固体推进剂装药低温应力等效加速试验方法研究

为评估持久应变载荷下固体推进剂装药在贮存过程中的结构完整性,采用定应变断裂和热力耦合加速老化相结合的试验方法,获得了宽应变区域内固体推进剂松弛破坏时间模型,联合装药在长期贮存/低温应力加速状态下危险部位的最大持久应变,计算出装药的低温应力加速系数和等效加速试验时间,确定了其在长期贮存和低温应力加速状态的等效关系,在此基础上建立了固体推进剂装药低温应力等效加速试验方法。采用此方法,开展了NEPE推进剂■200 mm圆管发动机装药的低温应力等效加速试验,试验温度为-48℃,试验时间分别为365 d和517 d,试验后装药均保持结构完整。结果表明,仅考虑机械应力情况下装药贮存12 a和17 a后结构完整,已应用于某型号固体推进剂发动机装药寿命评估、定寿和延寿。     

复合材料壳体发动机推进剂药柱立式贮存应力分析

固体火箭发动机(SRM)推进剂药柱在立式贮存时要承受两种主要栽荷联合作用，即固化降温趋于平衡后的长期温差热载荷以及轴向的重力载荷作用。根据推进剂的材料特性以及不同的加载条件，采用线弹性理论，分别进行了SRM药柱在两种载荷作用下的三维有限元应力、应变计算，对药柱及其界面的危险部位重点进行了分析。     

非均布瞬态内压作用下固体推进剂药柱泊松比随机结构分析

考虑了固体火箭发动机点火过程压力分布的瞬态非均布特性,并以函数形式进行描述,结合三维粘弹性有限元法,计算了固体火箭发动机点火工况下的结构完整性。采用Latin超立方抽样方法,考虑药柱泊松比的分布为截断形高斯分布,对药柱泊松比进行随机抽样;利用泊松比的随机抽样结果,分别计算固体火箭发动机点火工况下的结构完整性;统计计算结果,分析泊松比随机分布对固体火箭发动机在瞬态非均布载荷作用下的结构完整性的影响。计算结果表明,药柱Mises应变受泊松比随机分布影响较小,且应变值与泊松比成线性递增关系,这与均布载荷下得到的结论完全相反。在对固体火箭发动机点火工况进行结构完整性分析时,应充分考虑点火过程压力传播的瞬态非均布特性。     

固体火箭发动机卧式贮存状态界面应力数值分析

根据推进剂的材料特性及受载,用线粘弹性理论在ANSYS有限元软件中建立了某长期无翻转卧式贮存固体火箭发动机燃烧室筒段的有限元模型。计算了实际贮存、真空和高压三种典型状态下危险部位的界面应力。该方法对发动机的免维修和寿命预估有一定的参考价值。     

固体火箭发动机轴向冲击响应有限元分析

对固体火箭发动机固有频率和模态进行了分析,用大质量法将轴向加速度冲击载荷转化为轴向力载荷对模型进行加载,计算了固体火箭发动机的轴向冲击响应,并与试验结果进行了对比分析。计算结果与试验吻合,说明大质量法加载可行。发动机壳体应力较其他部位大,但远未达到强度极限,药柱应变比其他部位大,但数值很小。     

温度载荷下伞盘深度与脱粘深度对药柱应变的影响

为了有效降低含伞盘固体火箭发动机药柱在温度载荷下的应变水平,基于三维粘弹性有限元分析方法,利用有限元分析软件MSC.Nastran,对不同伞盘深度和人工脱粘层深度的发动机药柱进行了应力-应变分析。研究结果表明,伞盘深度和脱粘深度对伞盘最大Von Mises应变有较大影响,其中伞盘深度对最大Von Mises应变的影响规律随脱粘深度的不同发生明显改变。所得结论可为固体火箭发动机药柱设计提供有益参考。     

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。     

特种结构固体火箭发动机燃烧室随机振动疲劳分析

随机振动下固体火箭发动机的疲劳破坏分析与疲劳寿命准确预测一直是困扰固体发动机设计的难题。通过模态分析、随机振动分析和基于高斯分布的三区间法、Miner疲劳累积损伤理论进行的疲劳计算，仿真分析了一种特种结构固体发动机燃烧室经过随机振动试验后的疲劳破坏规律及影响因素。结果表明，发动机燃烧室在经历径向随机振动激励时，结构响应最大，最大等效应力位于与燃烧室壳体交界附近的装药杯支撑杆上，是发动机燃烧室的最薄弱处;发动机燃烧室存在90、294、411 Hz三个共振频率，设计时要注意避开。极限随机振动试验表明，振动60 s时，燃烧室未发生疲劳破坏，而振动15 min发生了疲劳破坏，这与仿真的结果是吻合的，验证了数值振动模型和疲劳破坏计算方法的有效性，可为预测固体火箭发动机的疲劳破坏和疲劳寿命提供参考和指导。     

稳健优化设计及其在固体火箭发动机装药设计中的应用

为了提高固体火箭发动机在干扰因素作用下的性能精度,将稳健优化设计方法引入固体火箭发动机装药设计中。首先介绍了稳健优化设计的基本概念和设计流程,通过装药设计实例分析了稳健优化设计特点及适用性。结果表明,稳健优化设计既可较好地保证设计约束的可行稳健性,又可降低发动机性能在随机因素作用下的散布范围。为解决固体火箭发动机推力不平衡问题提供了很好的解决方法。     

固体火箭发动机药柱表面裂纹分析

为了分析含表面裂纹的固体火箭发动机药柱在温度、燃气内压与轴向过载联合作用下的扩展情况,在固体火箭发动机的危险截面上沿危险方向预设表面裂纹。采用有限元方法,在裂纹尖端构建三维奇异裂纹元,模拟裂纹扩展,分别计算随着裂纹扩展所对应裂纹深度的应力强度因子,得到了应力强度因子随裂纹深度的变化规律。根据应力强度因子的变化规律,探讨了发动机药柱裂纹扩展的趋势。     

冲击作用下推进剂变形的流固耦合分析方法

固体火箭发动机的点火过程是一个复杂多变的理化过程,具有时间短、升温、升压梯度大等特点。针对固体火箭发动机点火过程中的装药结构完整性问题,文中建立了一套用于分析冲击作用下固体推进剂变形现象的仿真模型。采用RANS和ALE方法,分别对流体域和固体域进行求解,以两场独立交叉耦合迭代的模式实现了仿真过程。以一个推进剂冷流冲击实验作为算例,对仿真模型进行了验证,计算值与测量值间误差不超过10%,仿真模型计算可靠,具有向固体火箭发动机实际点火过程拓展的价值。     

固体火箭发动机壳体振动特性分析

固体火箭振动特性的分析,无论是理论方法还是试验方法,都可归结为固体火箭发动机振动特性分析问题.本文采用4节点薄板壳单元有限元方法,计算了发动机壳体的固有振动特性,计算值与试验值相符较好.     

复杂受载条件下固体火箭发动机壳体屈曲应力的估计

论文简略介绍了静力轴压下园柱壳屈曲应力的工程计算方法,对某固体火箭发动机壳体的复杂受载条件对壳体屈曲应力的影响进行了分析,并对该火箭发动机壳体屈曲应力如何估计提出了建议。     

自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性试验

针对一种自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性进行了试验研究,搭建了固体火箭发动机的快烤试验平台,进行了自由装填固体火箭发动机的快烤试验,并对被试发动机的快烤试验过程和试验结果进行了分析。通过被试发动机快烤试验过程的分析,获得了被试发动机的分阶响应特性和各阶段的响应时间。结果表明,被试发动机的响应过程可划分为两次响应和三个阶段,两次响应分别为发动机点火和发动机解体,三个阶段依次为温度建立阶段、第一响应阶段和第二响应阶段。通过对被试发动机的解体过程和剩余装药残骸的分析,获得被试发动机的解体机理。结果表明,在外部加热的持续作用下,装药头部的推进剂来不及燃烧,在自分解作用下发生了装药结构破坏并点燃,导致装药燃面增大,发动机压强上升,最终导致发动机解体。     

变温环境下固体药柱的温度应力分析

为研究外界环境对固体火箭发动机性能的影响,基于推进剂药柱的热粘弹性模型,利用有限元方法对变温环境下的药柱温度应力进行了分析,研究了外界环境不同起始温度、不同升（降）温速率对药柱温度应力的影响,确定了某星型药柱内部的应力危险点。结果表明,外界环境升温导致发动机药柱内部应力下降,初期应力下降缓慢,后期应力下降较快;降温过程导致应力增加,初期增加缓慢,后期增加较快;起始温度、升（降）温速率对药柱危险点温度应力都有较大的影响,但后者的影响更为显著。不管外界环境是持续升温还是持续降温,都应该注意固体火箭发动机在贮存和使用中的“环境保护”。     

翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室声场分析

燃烧室的声场特性分析是固体火箭发动机声不稳定研究的一个重要组成部分,建 立了复杂装药结构固体火箭发动机的燃烧室声场特性的计算模型,推导了小振幅三维波动方 程,采用有限元法进行仿真,得到了有喷管潜入段和无喷管潜入段的翼柱型装药结构空腔的 声振频率、振型和小扰动时的频率响应特性,分析表明,小扰动出现在声腔不同位置时,声 压响应均出现在声腔固有频率段上,但是声压幅值有较大差异,喷管潜入段的空腔对基频有 强阻尼作用。     

某端燃固体火箭发动机脱粘面临界尺寸的研究

建立了含脱粘面的某固体火箭发动机工作过程的数学模型，根据脱粘面不扩展条件下得到的发动机工作过程中压力变化仿真曲线，进行了装药应力应变场的三维粘弹性有限元计算，并采用J积分断裂判据，预估了在发动机工作过程中脱粘面可能发生扩展时的临界尺寸。     

固体火箭发动机撞击靶板安全性数值分析

为研究固体火箭发动机撞击安全性,建立了固体火箭发动机撞击靶板的计算模型,模型中发动机的推进剂装药采用点火增长反应速率方程.采用非线性有限元流体动力学方法,对发动机径向撞击靶板过程进行了数值模拟,分析了不同撞击速度下发动机中推进剂装药的反应情况.计算结果表明,发动机径向撞击靶板爆炸的临界速度范围为150～200 m/s;低强度多次撞击过程中推进剂会发生延迟爆轰情况.     

固化降温过程中推进剂药柱的瞬态响应分析

应用有限元法,对固体火箭发动机药柱在固化降温过程中的三维瞬态温度场进行了数值模拟,并基于药柱的粘弹性本构关系,计算了由瞬态温度场引起的应力应变响应。给出了危险点的应力应变随时间的变化规律,可供结构整体分析参考。