航天飞机固体火箭发动机壳体的统计断裂力学和最佳断裂控制

本报告叙述了有关航天飞机固体火箭发动机壳体可靠性分析方法的研究。该分析方法是基于统计断裂力学理论监考虑到原始裂纹大小的概率分布情况。这种可靠性分析方法可用于设计变量的选择,例如,在最小预计成本和规定的可靠性范围的基础上,选择固体火箭发动机壳体的壁厚、设计使用期限和试验因子。断裂控制计划的作用,如在非破坏性试验中,以及在使用过程中材料的腐蚀,均可把它作为一种选择设计变量的研究方法。本报告中的以可靠性为基础的方法,经改进后就可推广应用在其它类似结构和各种断裂控制设计上。     

航天飞机固体火箭发动机金属壳体部件制造

简介宇航局马歇尔宇航飞行中心根据 NAS 8—30490号合同,包给锡奥科尔公司华萨奇分公司研制的直径为146时(相当于φ3.7米)航天飞机固体火箭发动机的金属壳体部件已成功地进行了静态试车。设计中的问题是各钢厂、锻件厂、热处理厂和机械加工厂等单位都受到现有经验和条件的限制。锡奥科尔公司以前也没有制造过这样大的和断裂韧性最小为90ksi(in)~(1/2)(相当于315kg/mm~(3/2))的金属部件。为了保证固体火箭发动机能够按规定指标生产出来,有必要对逐一炉料、逐一锻件和逐次热处理过程的全部数据进行协调。本文扼要介绍试制工艺并提