玻璃纤维缠绕壳体在固体火箭发动机一二级上的应用研究

分析了国内固体火箭发动机壳体的研究、生产现状,指出国内导弹第一、二级发动机壳体采用纤维缠绕壳体取代钢壳体已成为必然趋势。通过对国内碳纤维研究、应用现状及碳纤维缠绕壳体与玻璃纤维缠绕壳体性/价比分析,提出就国内对于性能要求不是很高的发动机,采用玻璃纤维缠绕壳体比采用碳纤维缠绕壳体更符合我国目前的技术现状。     

美国研制石墨/环氧发动机壳体

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     

美航空喷气公司的合成纤维缠绕的发动机壳体水压试验成功

不久前,航空喷气公司对一发用“杜邦”合成有机纤维缠绕的大型发动机壳体进行了水压试验,并获得成功(如下图所示),它将用作M—X 的发动机壳体。在同样承载能力下,该壳体较玻璃纤维壳体为轻。公司吹嘘说,壳体能够承受的压力,显著的超过了设计指标,证明航空喷气公司研制合成有机纤维壳体的技术是先进的。据称,研制的合成有机纤维壳体应用范围广泛,除用作M—X 壳体外,还准备用于空军空间和导弹系统组织航天飞机用临时(Interim upper stage)末级固体发动机壳体.     

惯性顶级发动机壳体研制

本文详细介绍了化学系统分公司(OSD)研制的惯性顶级(IUS)推进系统采用的63英寸和92英寸直径的凯夫拉/环氧纤维缠绕的火箭发动机壳体的设计和试验结果。IUS 要求发动机壳体结构性能超过大型复合材料发动机壳体当前的技术水平。尤其要求 SRM—1裙的结构承载超过凯夫拉/环氧裙当前水平的50%,压力容器的性能超过当前水平的35%。至今多次全尺寸爆破压力试验表明惯性顶级发动机壳体超过了当前技术水平的要求,壳体效率(PV/W)高达1.27×10~6英寸。SRM—1结构试验在压缩线载荷—3564磅/英寸和峰值为2298磅/英寸的剪切载荷联合作用下,超过当前技术水平48%,超过要求值的18%。     

固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术

自1984年开始,中国研制的系列远地点发动机共9次参加卫星发射,均获成功,表现出很高的可靠性,高空比冲达到2834N·s/kg,质量比为0.895,性能达到了先进水平。该文介绍了远地点发动机的特点、技术水平和主要经验。其中采用丁羟推进剂、玻璃纤维壳体和碳/碳复合材料喉衬被证明为成功的技术选择。在研制过程中,在高空比冲的预示和测量,玻璃纤维壳体基体树脂的研制,高空点火和安全点火机构的研制,防止发动机自旋引起的烧蚀等技术问题方面,积累了丰富经验。对于在高空工作的发动机具有现实参考意义。     

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。     

日本MU顶级发动机研制现状

日本为了配合M—3SⅡ运载火箭的发射,正在研制两种类型的顶级发动机:KM—D和KM—M,设计上采用了几项新的技术:含HMX的HTPB推进剂;加压固化的头部满装填药柱;尾部喉塞式烟火点火器;钛合金15V—3Cr—3Al—3Sn壳体(KM—D)和碳纤维/环氧树脂缠绕壳体(KM—M),以及使用螺旋弹簧装置展开的可延伸出口锥(KM—D),文中对两种发动机的设计特点及研制现状作了介绍。     

GJB1878《大型固体火箭发动机玻璃纤维缠绕壳体通用规范》简介

概述了GJB1878—94《大型固体火箭发动机玻璃纤维缠绕壳体通用规范》编制的背景及其实施后产生的效果,对标准中的有关问题作了说明,并通过分析与比较,阐明了标准具有先进性和可操作的特点。     

大型玻璃纤维/环氧复合材料壳体开孔补强工艺技术研究

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。     

航天发动机用的钛合金壳体

自从60年代初期以来,6Al—4V钛合金就被广泛地用于航天发动机壳体。本文描述了钛合金火箭发动机壳体(其最小极限抗拉强度的设计值达到175,000磅/英寸~2。)从锻件到加工成产品的工艺制造过程。对设计经验和该产品独特的工艺控制过程,如热处理和金相检验,也给予评论。本文对钛合金压力容器的优点,如多次使用、推力向量校准以及附加法兰和部件易于组合等,都作了介绍。     

固体火箭发动机壳体接头形式

固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室,同时还是火箭或导弹的弹体,是构成发动机质量的最主要部分,对发动机性能影响极大。发动机壳体材料大体经历了四代发展过程,第一代为高强度金属材料(超高强度钢、钛合金等);第二代为玻璃纤维复合材料;第三代为有机芳纶复合材料;第四代为高强中模碳纤维复合材料。目前,大多数固体发动机壳体都采用复合材料结构,如欧空局2012年发射成功的织女星以及日本在     

固体火箭发动机壳体缓释技术研究进展

固体火箭发动机壳体缓释技术是提高固体火箭发动机服役安全性的重要技术手段之一。文章梳理了国内外固体火箭发动机壳体缓释技术方面的研究进展,根据各技术能够提供的排气泄压通道面积大小,将壳体缓释技术分为整体失强、头/筒分离和局部排气三大类,系统地对比了各项技术的设计思路、工作原理和实用效果。结合国外地地导弹、空空导弹和舰空导弹等导弹发动机壳体缓释技术应用实例和低易损性试验结果,阐明了壳体缓释技术对固体火箭发动机服役安全性的提升作用。最后,给出了使用发动机壳体缓释技术进行安全性总体设计的设计思路,并提出了固体火箭发动机安全性设计中应重点考虑排气通道临界面积和排气通道开启时刻两个关键因素。文中所述的研究进展可为固体火箭发动机服役安全性设计和优化提供参考。     

壳体外防热设计计算及风洞试验研究

基于ANSYS/Workbench平台,二次开发了固体火箭发动机壳体外防热计算的一维程序算法,开展某发动机外防热仿真计算,获得了壳体与涂层间界面最高温度,对比相应风洞试验测试结果,验证了算法的正确性。最后,建立了某固体火箭发动机壳体三维参数化模型,应用该算法,选取外防热涂层厚度作为设计变量,以壳体与涂层间界面最高温度为目标函数,联合ANSYS/Workbench中目标驱动优化功能(Goal Driven Optimization-GDO)进行设计计算,实现了壳体外防热涂层厚度设计的自主择优。     

两条流体力传递途径下涡轮泵壳体振动特性

液体火箭发动机涡轮泵内非定常流体力主要通过流体—壳体以及流体—转子—支承—壳体两条传递途径激励壳体发生振动,对发动机的安全可靠性造成威胁。为获得流体激励下涡轮泵壳体振动特性,建立了两条流体力传递途径下涡轮泵壳体振动响应定量预测方法,利用发动机热试车结果对预测方法的精度及可靠性进行了验证。在此基础上获得了不同途径下涡轮泵壳体的振动特性。结果表明:所建立的涡轮泵流体激励壳体振动预测方法能够较好地预测壳体振动响应主导频率及幅值,主频幅值误差小于13.85%;壳体的最大振动能量源自于泵内动静干涉非定常流动与壳体结构之间的相互作用;流体—壳体途径是涡轮泵流体激励壳体振动的主要来源,其引起的壳体振动响应幅值相比流体—转子—支承—壳体传递途径大2个量级以上。     

新一代的固体火箭发动机壳体材料

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     

高性能战术导弹发动机的研制

根据空军火箭推进实验室的合同 F021611—78—C0061,已研制了一种固体燃料火箭发动机,用于空中发射高性能战术导弹。该发动机采用了凯夫拉纤维缠绕壳体,高固体含量的 HTPB 推进剂,直径为20.5英寸。它包括连接凯夫拉壳体的飞机发射吊耳连接器,塑料的火箭式点火器,EPDM 绝热层和含90%固体,其中22%铝粉的推进剂配方。到目前为止,已制造了五台壳体,其中两台为发动机。一台已进行了水压爆破试验,有两台以假发射/系留飞行加载的安装形式进行结构试验,两台用作发动机,并在环境温度和一65℉温度条件下成功地进行静态试验。低温发动机试验包括在燃烧初期和末期有两次感应冲击脉冲,以便试验弹道稳定性。发动机的性能极好,得到的比冲与予计的相同。全面鉴定了高固体含量 HTPB 推进剂(TP—H1203)在-65℉温度下的力学性能。对推进剂的松弛模量、双轴拉伸,高速/加压的单轴拉伸性能进行了测量;还对裙部剪切强度,人工脱粘的拉伸强度及绝热层/包复层/推进剂系统之间的模拟人工脱粘端面强度进行了测量。由于发动机和推进剂的实验成功,因此,研制计划扩大了。其中包括将壳体结构重新设计以便完全适合于系留飞行加载环境,并解决在结构加载试验中所发现的强度/刚性问题。这一新的工作将包括另外制造两台壳体,进行结构试验及实验室材料试验和缩比的结构评价等项目。石墨纤维将与凯夫拉为基的叠层片成为整体,使壳体结构足以承受局部超过37,000磅的径向载荷。     

固体火箭发动机纤维缠绕壳体承载能力研究

为解决某型固体火箭发动机复合材料壳体承载轴压与弯矩能力不足问题,依据原壳体实体及其在轴压与弯矩联合载荷作用下的静力试验,建立了该壳体的有限元数学模型,并进行了静力计算和稳定性分析。计算分析表明,原壳体破坏的原因是层间剪切强度失效,复合材料基体开裂,局部屈曲和后屈曲破坏发生在铝裙尖端部位。提出用S-2玻璃纤维代替F12纤维做为裙外铺层改进原壳体结构,有效地约束了屈曲波形,提高了结构承载能力,解决了工程难题。     

固体火箭发动机壳体真空电子束焊接

固体火箭发动机壳体的制作工艺,板材滚卷冲压成形—氩弧焊组装工艺,其制成品——壳体的纵缝易产生应力集中而破坏;带材螺旋卷滚成形—氩弧焊组装工艺,其难点在于壳体的焊后热处理变形问题;近期采用板材强力旋压或数控加工成形—真空电子束焊组装工艺加工制作壳体并利用高分辨率微焦点软X射线照相技术解决真空电子束焊焊缝的质量检测问题,导致固体火箭发动机壳体制造工艺的重大变革,使壳体质量得到显著的提高。     

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.     

模拟壳体/燃烧室外压承载能力研究

为了研究固体火箭发动机的外压承载能力,了解药柱对燃烧室外压承载能力的贡献,文章对设计的模拟壳体和燃烧室进行了外压极限试验,得到了临界外压屈曲载荷.同时采用有限元软件进行了模拟壳体/燃烧室的外压稳定计算,计算结果与试验结果吻合较好.试验和计算结果都表明:虽然推进剂药柱模量较低,但其对燃烧室外压承载能力贡献较大.在固体发动机外压工况下的设计中,外压载荷指标不能仅分配给壳体,还需要综合考虑壳体与药柱的承载能力.