基于相似信息融合的固体发动机贮存寿命预测

为了解决发动机在现场小子样成败型区间检测数据下贮存寿命预测精度不高的问题,考虑到型号研制的继承性,可收集到大量相似型号发动机的贮存信息,提出了基于相似型号信息融合的贮存寿命预测方法.首先.利用配分布曲线法,将各来源相似型号成败型区间测试信息转变为相应的贮存可靠度函数;然后,根据对数似然准则,确定相似型号产品信息的可信度...     

舰上导弹固体火箭发动机贮存寿命的分析方法研究

将固体火箭发动机交付部队后的使用阶段分为库房贮存阶段、运输贮存阶段和值班阶段.提出了经历若干年的库房贮存、若干公里的运输,以及若干年的海上值班后的累积损伤系数计算方法,可有效判断发动机的贮存寿命.据此,还提出了延长发动机寿命期的方法.     

某固体发动机推进剂加速老化及自然贮存解剖试验研究

针对机载战术导弹发动机的长寿命使用要求,开展了固体推进剂高温加速老化试验和发动机自然贮存解剖试验,并分别测试了固体推进剂在不同环境温度下的力学性能,对比了高温加速老化和发动机自然贮存老化之间的差异.结果表明,该固体推进剂在高温加速老化和长期自然贮存后,最大延伸率均明显下降,发动机自然贮存13 a后,推进剂的延伸率略优于...     

固体火箭发动机的环境贮存试验和使用寿命预估方法

本文第一部分简介了固体火箭发动机的贮存和综合环境试验,提出了主要的贮存和环境试验设备,以及主要的测试仪器等。第二部分介绍了固体火箭发动机的使用寿命预估方法。早期采用长期监测计划预估发动机寿命,后来改进为长期使用寿命分析计划预估发动机寿命,该计划包括破坏模式分析、过载试验、破坏概率分布和老化试验四方面的内容。最后得出了几点结论。     

固体火箭发动机药柱可靠性及寿命预估研究

以某型号固体火箭发动机推进剂力学性能随贮存时间变化引起药柱点火工作瞬时结构可靠性降低为衡量指标,预估了发动机寿命。首先研究了发动机自然贮存2、4、12、14、16 a后推进剂的力学性能参数及其分布规律,然后用随机有限元法分析了发动机点火过程中的应力、应变的统计分布,并用应力-强度干涉模型计算了贮存不同时期药柱的点火瞬时可靠性,以此为依据确定了发动机可靠寿命。研究结果表明,该型号发动机以0.97为可靠性下限的寿命约为15 a。     

基于环境历程的固体火箭发动机贮存可靠性计算方法

贮存可靠性问题是制约固体火箭发动机可靠性的重要因素，可靠性要求是贯穿整个贮存期的，长期贮存后的发动机可靠性会逐步下降，贮存期内必须要保证发动机的可靠性满足使用要求。首先定义了影响发动机常用材料贮存可靠性的环境因素并进行了分析，然后在各材料标准环境贮存参数的基础上，通过修正系数来确定实际环境的贮存参数，以确定部组件寿命，再根据不同贮存环境，建立发动机贮存中的标准贮存环境、恒定非标准贮存环境、多阶段贮存历程和已知初始可靠性的四种不同类型的贮存可靠性模型，形成了针对不同环境建立的材料贮存可靠性的通用计算方法，给出了贮存可靠性的计算公式，最终计算出发动机的贮存可靠性。     

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。     

固体推进剂承载热老化的实验研究

要正确预测出固体火箭发动机的贮存寿命,必须要研究材料在实际承载条件下的老化性能.本文通过承载热老化实验,研究了承载对一种典型复合固体推进剂老化性能的影响.所用方法亦可用于实际固体发动机贮存寿命的预估研究,所得结果可供有关人员参考.     

固体发动机贮存试验方法及贮存性能分析

固体发动机的贮存试验研究近年来受到广泛关注。本文阐述了固体发动机贮存试验的方法，并对贮存性能分析中的技术难点进行了讨论，内容包括推进剂老化的规律性与发动机装药老化的相关性，加速贮存与自然长期贮存的相关性，小尺寸试验发动机与全尺寸发动机性能的相关性，环境湿度对推进剂性能的影响，定应变对装药贮存性能的影响。     

胶接法修补固体发动机药柱裂纹技术

使用胶粘剂对固体发动机药柱裂纹实施修补,通过单向拉伸试验测定修补区域药柱的力学性能来验证修补的有效性,并使用高温加速老化预测药柱修补区域的贮存寿命;进行了发动机药柱结构完整性分析,比照试验数据和理论计算结果,证明胶接法可对发动机药柱裂纹实施有效修补。     

宇航元器件长期贮存及寿命评价方法研究

现代武器装备及卫星单机对元器件提出了长期贮存要求。本文结合宇航元器件贮存概念及相关规定,提出了影响元器件装机后贮存寿命的关键要素为元器件属性(结构、材料、工艺等)、贮存环境(温度、湿度、振动、电场、化学腐蚀等)和原有缺陷的增殖程度,并对元器件长期贮存寿命给出了基于单一机理的恒定应力加速寿命试验评价方法流程。     

方坯药预测寿命与发动机推进剂药柱实际寿命差异研究

从固化条件、贮存条件、应力状态条件和预测方法4个方面,分析了方坯药预测寿命与发动机推进剂药柱实际寿命存在差异的原因。针对以上原因提出了用修正因子、受力状态模拟试验和老化动力学研究等方法来减少这种差异的技术途径。以提高推进剂寿命预测的准确性。     

固体火箭发动机橡胶件贮存寿命预测

通过对固体发动机所用硅橡胶密封材料的加速老化试验,建立了该材料贮存温度下性能与时间变化的预测方程,给出了25℃条件下材料的贮存寿命,预测结果可作为评估发动机使用寿命的参考依据.     

某型导弹武器系统贮存性分析

论述导弹武器系统的贮存保险期的重要性,给出了贮存和保险期的定义.以表格形式给出了贮存条件的环境因素对导弹武器系统的影响.介绍了我国某型导弹武器系统的贮存保险期的确定原则和贮存试验情况.贮存试验包括:长期、舰上3个月贮存、发动机5年贮存、制导站和其他地面设备5年贮存试验.建议合理制定武器系统各子系统的保险期,提出子系统的保险期应高于全系统的保险期.最后提出要加强对实验室模拟试验的研究.     

固体火箭发动机粘接界面湿热老化与寿命评估

通过对固体火箭发动机衬层-推进剂粘接界面的湿热加速老化试验以及不同老化时间下粘接界面的扯离强度测量,分析了不同湿热老化条件下试验件扯离强度随老化时间的变化规律。综合运用Eyring模型与Arrhenius模型,建立了粘接界面湿热老化寿命模型,预测了正常贮存条件下发动机的贮存寿命。研究结果表明,粘接界面平均扯离强度随老化时间呈下降趋势,中间有一个强度趋于稳定的平台期;在温度为20℃,湿度为65%RH条件下,粘接界面的强度半衰期寿命为12.8 a。     

固体发动机O形橡胶圈密封性能试验研究

分析了O形橡胶圈自然贮存、热空气加速老化、相容性及全尺寸发动机密封结构自然贮存等一系列单项试验结果,得到了O形橡胶圈在压缩状态下的密封贮存性能及其使用期,这些结果可供发动机设计使用.     

科技兴安打造国内一流的安全与贮存评估中心——中国航天科技集团公司四院四十二所

中国航天科技集团公司四院四十二所固体推进剂安全与贮存评估中心，为专业从事固体推进剂、火箭发动机、导弹武器及危险化学品安全与贮存性能研究、测试及评估、评价的研究机构。研究领域主要包括固体推进剂危险等级分类、工艺安全性评估、爆炸破坏效应评价、加速老化、寿命预估及延寿等。先后完成了多项总装备部、航天科技集团公司及四院重点研究项目。     

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。     

某固体推进剂湿热老化模型

通过对常用失效物理模型的分析和总结,结合量子力学理论关于电子产品老化反应速率与环境温、湿度的关系,以推进剂力学性能参数为研究对象,建立了固体推进剂贮存使用寿命的湿热老化模型,并通过试验数据拟合得到具体的经验公式。该模型可作为湿热环境下固体火箭推进剂贮存使用寿命预估的理论依据,也可作为固体火箭发动机剩余寿命计算的参考模型。     

大型固体发动机燃烧室立式贮存研究

为研究大型固体发动机对特殊立式贮存环境的适应性,开展了大型固体发动机立式贮存状态的受力分析以及立式贮存试验研究。基于大型固体发动机立式贮存环境条件的分析,综合考虑固化降温、充气内压等因素对发动机立式贮存的影响,开展了联合载荷作用下的计算分析。研究结果表明,发动机立式贮存状态相对初始状态前、后人工脱粘间隙都增大,前人工脱粘间隙增大较多,前人工脱粘开口部位轴向位移最大,中孔径向位移最大;发动机充气后药柱的变形量、前后凸环形药柱界面及药柱中孔处等效应力应变随内压提高有所提高,但前后凸环形药柱界面和药柱中孔处受力状态从三向或两向受拉变为三向受压状态,设计合适的充气内压有利于发动机的长期立式存放。燃烧室立式贮存试验实测了药柱立式贮存后的变形,实测结果与计算结果趋势一致。