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1984年美国在空间、战术、战略固体火箭推进技术方面有以下一些成就:航天飞机航天飞机的固体发动机,飞行性能仍然良好。发动机部件的回收、修复和重复使用,仍然达到了预期要求,有些部件已经飞行了三次。石墨纤维缠绕壳体的开发工作已取得相当大的进展。航天飞机固体助推器如使用这种壳体,可使从范登堡美国空军基地发射到低地球轨 相似文献
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采用改进型团体火箭发动机(SRMU)的第一枚大力神-4B运载火箭,于1997年2月22日成功地发射了一颗导弹早期预警卫星.这次发射成功,标志着美国自1986年"挑战者"事故以来,在推进系统方面取得重要进展.由阿里昂特公司制造的改进型固体火箭发动机有以下几个主要特点:(1)发动机分段较少;长约34m的新发动机采用了3段式纤维缠绕石墨复合材料壳体,而大力神-4A用的发动机采用7.5个分段的钢壳体。(2)现场接头较少而且性能较好。大力神-4B用的改进型发动机只有3个关键的现场接头,而大力神-4A有物发动机有7个接头.另外,新发动机的现… 相似文献
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近几十年来,国外在固体火箭发动机复合材料壳体的研制方面,有了很大的进展。六十年代初期,美国用玻璃纤维作北极星A2、北极星 A3、海神 C3等导弹的发动机壳体材料,与金属材料相比,强度是钢的两倍以上,重量可减轻60%左右。七十年代中期研制成功了凯夫拉49纤维,用于三叉戟Ⅰ、MX 等导弹上,较之玻璃纤维,重量轻35%,且复合材料的环向模量增加70%,特性系数由2.1×10~6厘米增至3.3×10~6厘米。近几年来又研制了高强度石墨纤维,这是新一代的固体火箭发动机壳体材料,如果用它来代替 MX 导弹所用的凯夫拉材料,还可减少结构重量20~30%。据称,石黑纤维壳体的尺寸稳定性优良,可以减少推进 相似文献
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赫克力斯宇航分公司研制了一种全尺寸、全石墨纤维的火箭发动机壳体,并成功地进行了试验。这是三叉戟-2先进研制计划的一个组成部分。这种直径为1.88米的壳体是用 AS4石墨纤维制成的。爆破试验表明,壳体强度、容积和重量诸特性均是优良的。初步试验说明,这种材料可能是三叉戟-2计划的一种有希望的待选材料。用这种纤维制 相似文献
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日本宇宙开发事业团在研制“大和”小型航天飞机上,采用了一种碳/碳耐高温复合材料。该材料拟用在发动机喷管和航天飞机返回大气层时承受高温的壳体主翼底面等处。此种复合材料采用将碳纤维浸入碳粒子之中的方式,使烧蚀趋近于零,强度也相当 相似文献
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本文介绍了航天飞机用的助推固体火箭发动机(SRM)。其类型分为三种:当前执行任务的标准SRM,空间飞行运输8号用的高性能SRM;以及计划在1985年飞行用的纤维缠绕壳体SRM。航天飞机的SRM是获得飞行状态中最大的固体推进剂发动机,其直径为146英寸,长度为125英尺,装有1111000磅固体推进剂,最大推力(真空条件下)为3115000磅力。在首次飞行前成功地进行了7次地面试车,随后的三次飞行试验满足了发动机的全部技术指标。计划提高航天飞机的性能,从东海岸发射的有效载荷达到65000磅,在西海岸发射时(极轨道)达到32000磅。航天飞机性能提高是由于:1.采用高性能的SRM使航天飞机的有效载荷增加3000磅。2.SRM使用纤维缠绕壳体结构使航天飞机的有效载荷增加6000磅。前者靠改变SRM的推力——时间曲线和提高喷管的膨胀比来实现;后者靠减少壳体的消极重量来实现。 相似文献
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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。 相似文献
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纤维缠绕工艺是影响固体火箭发动机复合材料壳体强度的重要因素,缠绕工艺参数对不同复合材料制备的壳体强度影响不同。基于网格理论,使用LS_DYNA进行不同缠绕工艺参数下的壳体强度仿真,开展水压爆破实验,从而研究不同缠绕工艺参数对国产T800碳纤维复合材料缠绕壳体及东丽T800碳纤维复合材料壳体强度的影响,并进行对比分析。结果表明,对于国产T800碳纤维缠绕壳体和东丽T800碳纤维缠绕壳体,[90,±29,90]类型的铺层顺序下壳体破坏区域所受的应力较[±29,90,90]类型的铺层顺序更小;8 mm纱带宽度可以减少纱带间的搭接,提高壳体成型强度。[90,±29,90]的铺层顺序和8 mm的纱带宽度对于国产T800碳纤维复合材料壳体强度发挥更为有利,同时验证了国产T800碳纤维缠绕壳体强度能够满足设计要求。所得纤维缠绕工艺关键参数及结论,可为国产T800碳纤维壳体的设计应用提供借鉴。 相似文献
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针对纤维缠绕成型过程中存在纤维交叉起伏结构,导致纵向缠绕层纤维发挥强度不理想问题。构建了考虑复合材料多尺度结构特征的宏-细-微观跨尺度模型,开展了基于纤维细观尺度的渐进损伤实效行为研究,实现了结构失效状态及强度折减系数在不同尺度间的传递,最终预示了纤维缠绕壳体损伤失效。制备了直径300 mm的纤维缠绕壳体并开展水压打爆测试,测试结果表明,该跨尺度方法预测爆压值与实验测试值误差为1.4%,且所得整体应力分布较传统层合建模方法和实验值更为吻合。该分析方法可以为纤维缠绕复合材料壳体精细化设计分析提供参考价值,提升了纤维缠绕复合材料壳体工艺-设计一体化技术应用水平。 相似文献
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大型玻璃纤维/环氧复合材料壳体开孔补强工艺技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
简要介绍了壳体开孔处的补强方法,采用补强环对某大型玻璃纤维/环氧复合材料壳体前封头开孔进行合理补强。试验结果表明:对壳体开孔部位采用补强环补强比用补强布补强的效果好,壳体纤维铺层设计与补强有机地结合是带有多喷管壳体优化设计的重要方法。壳体在前封头开孔进行合理补强后,纤维发挥强度提高约12%;壳体水压爆破时封头、筒身段同时破坏,纤维强度得以充分发挥。 相似文献
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混杂复合材料的成型工艺及在固体发动机上的应用 总被引:3,自引:1,他引:3
介绍了混杂复合材料的类型和混杂纤维与基体的相容性,分析了纤维混杂对复合材料性能的影响,通过实验论述了混杂复 材料固体发动机壳体和裙的设计方法、成型工艺及试验结果,对几种新型壳体缠绕成型工艺进行了讨论,提出了在固化发动机上应用混杂复合材料的建议 相似文献
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最近,美国对一种六十年代空间飞行器的火箭发动机进行改进,作为两级空射导弹的顶级使用。这种发动机采用石墨/环氧发动机壳体。性能研究结果表明,这种壳体具有很大的优越性。如在承受导弹的较高速度,较大射程和较大飞行高度方面,比现在应用的玻璃纤维/环氧发动机壳体具有更大强度和刚度。用 T300型石墨纤维代替 S901玻璃纤维缠制的发动机壳体,重量减轻 相似文献
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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。 相似文献
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《固体火箭技术》1986,(4)
纤维缠绕的航天飞机固体火箭发动机壳体将开始采用锁位设计件(Capture designfeature),使O形环密封圈不会由于接头的转动而移动位置。范登堡基地第一次航天发射用的轻质发动机,在高强度合金的锥限(tang)内侧加有锁位件。锥根围绕O形密封装置形成支撑,使接头在发动机的点火压力下不致转动。基地地勤人员正在组装四段石墨/环氧同筒段,预计组装工作在三月初完成。锁位件己在纤维缠绕研制发动机的两次静试车中成功地进行了试验,第三次地面试车原定于去年秋季进行,但由于马歇尔航天中心的结构试验失败而延后,从而也推迟了范登堡的航天飞机的发射日期。静试车试验又重新安排在2月13日,但由于挑战者号的爆炸, 相似文献
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本文采用弹塑性细观力学分析法研究了由于降温和随后的吸湿作用,在复合材料中,特别是在纤维/基体界面上所产生的应力。分析了四种聚合物基体复合材料,它们是高、中、低模量的石墨纤维、S 玻璃纤维与常用结构环氧为基体的复合材料。假定纤维体积含量为60%,采用了 GY—70,HMS 和 AS 石墨纤维、S 玻璃纤维和 Hercules 3501环氧的实测性能数据。 相似文献