王勇[1]2004年在《固体火箭发动机复合材料零件完整性分析》文中研究指明本文根据复合材料力学理论，利用大型有限元分析软件ANSYS对超远程弹药的增程火箭发动机复合材料层合结构壳体在高过载的情况下进行动力学分析。通过有限元分析，计算出了受力情况最恶劣时的响应，得出了应力分布情况，并根据复合材料强度理论判断其强度是否满足条件。先建立了简化模型，对在相同载荷作用下，分析比较了纤维排布方式对强度的影响，得出了在高过载下平面缠绕加环向缠绕是最佳的纤维缠绕形式的结论。再根据发动机壳体的具体结构形式，进行了多种方案的分析比较。 通过这些计算和分析，为复合材料在超远程弹药上的应用提供参考依据。
解红雨[2]2006年在《固体火箭发动机分布式集成设计平台及其关键技术研究》文中研究说明导弹和运载火箭技术的发展,对固体火箭发动机设计提出了高性能、低成本、短周期的要求,迫切需要先进的固体火箭发动机集成设计平台提供技术支撑。本文在“固体火箭发动机CAD/CAM”项目支持下,以固体火箭发动机分布式集成设计平台为研究目标,围绕集成设计平台的体系结构、数据集成、设计过程集成、应用集成等关键技术开展研究。本文分析了固体火箭发动机设计过程及其影响因素,研究分析了发动机分布式集成设计平台内涵,给出了基于集成设计平台的发动机设计过程,分析了分布式集成设计平台体系结构特征,建立了集成设计平台运作体系结构、系统体系结构和技术体系结构。分析了发动机设计过程中的基本数据元素和模型,建立了由组织、过程、产品、资源和约束等视图组成的多视图集成数据模型,提出了基于可扩展标记语言(XML)的数据共享与交换机制和基于主模型的数据一致性管理方法,研究了集成数据模型的数据状态、安全性、版本等管理问题,从而解决了集成设计平台底层数据支撑问题,实现了发动机设计数据集成。提出了设计过程集成的分层实现策略,构建了由项目、系统全局工作流和分系统工作流构成的过程集成模型,分别应用扩展赋时着色Petri网和活动网络图研究了系统全局工作流和分系统工作流建模方法,建立了分层集成的过程管理系统,从而解决了发动机设计中宏观全局过程的监控与管理和微观设计探索过程的建模与管理及两者间集成问题,实现了发动机设计过程集成。给出了基于组件的应用集成方法及组件形式化定义,提出了集成设计平台应用组件接口开发规范,开发了发动机集成设计平台应用组件库,建立了支持算法组件动态组合的工作流系统,从而解决了集成设计平台中应用软件的可重用性、可扩展性和可配置性问题,实现了集成设计平台应用集成。应用上述研究成果,构建了基于J2EE的固体火箭发动机分布式集成设计平台,建立了发动机集成设计平台原型系统SRMIDE,通过高压强固体发动机设计应用实例,验证了本文研究成果的可行性、有效性和实用性。
吴非[3]2006年在《强激光辐照下结构热力效应分析》文中研究表明强激光辐照下结构的热力耦合破坏效应对激光破坏机理的研究具有重要的意义。本文对强激光辐照下结构热力破坏效应在理论与方法上进行了研究，并对强激光辐照下固体火箭发动机进行了结构完整性分析。主要研究内容如下：建立了强激光辐照下结构瞬态温度场的分析模型。首先，通过将入射激光热流转化为体积热源，对强激光辐照下的二维结构如圆形薄板、矩形薄板、圆柱薄壳的瞬态温度场进行了解析求解，在对圆柱薄壳瞬态温度场求解时还考虑了运动激光源辐照的情形；其次，将入射激光热流转化为面热源，对强激光辐照下的叁维结构如长方体、厚壁圆筒的瞬态温度场实现了解析求解。应用传递函数方法建立了结构稳态温度场的求解方法。通过引入温度场作用时的应力一应变关系，将传递函数方法应用于结构热应力的求解，使得传递函数方法在结构分析上的功能进一步加强和完善。首先，通过直接构造截锥壳单元，用传递函数方法求解了任意温度场作用下旋转壳的位移与热应力，在此基础上获得圆柱壳热应力问题的解析解。其次，应用传递函数方法对厚壁圆筒的热应力问题进行了半解析求解；然后，将矩形板作为一个叁维弹性体，通过选取合适的位移函数，用传递函数方法对其热应力问题进行了精确求解；还通过引入一些特殊函数，使得传递函数方法对含有非简支边矩形板热应力的问题求解成为可能。此外，将强激光辐照下的结构作为温度应力的特例，应用传递函数方法对其进行求解。对强激光辐照下双层壳体的温度场进行了数值模拟，在此基础上对强激光照射下受内压作用双层壳体的应力场和位移场进行了分析研究，分别探讨了外层壳体热力学性能参数变化对发动机壳体温度场，应力场和位移场的影响。在获得强激光辐照下圆柱薄壳的温度场解析解的基础上，采用有限元法研究了圆柱薄壳在强激光辐照下的热振动问题，并分别讨论了热应力、热软化对其固有频率与振动模态的影响。建立了固体火箭发动机的简化分析模型，对强激光辐照下固体火箭发动机结构进行了温度场分析，在此基础上提出一种适合于求解连续层合结构热传导问题的分离变量法。根据无缺陷固体火箭发动机结构完整性分析评估准则，运用有限元法对强激光辐照下的无缺陷固体火箭发动机进行了结构完整性分析，并考虑了材料热软化，激光强度以及光斑尺寸大小对结构完整性的影响。另外，通过开展强激光辐照下热防护方案的研究，探讨了反射涂层厚度、隔热钢壳与圆柱壳之间的相对距离以及热辐射系数对发动机壳体温度场的影响。总之，本文在强激光辐照下结构热力效应分析和固体火箭发动机结构完整性分析理论、方法和应用上都取得了一定的进展，所提出的方法及相应结论可为在役固体导弹抗激光辐照的突防能力提供理论依据与技术支持。
曹井新[4]2007年在《固体火箭发动机药柱可靠性分析》文中研究说明固体火箭发动机属于一次性使用的不可修复的复杂系统，由于承受高温、高压和高速气流等随机因素的影响，在其飞行过程中，如果自身结构存在缺陷，极易出现故障。固体火箭发动机的可靠性一直受到人们的高度重视，可靠性设计已经成为固体火箭发动机研制过程中必不可少的环节。固体火箭发动机药柱是发动机的重要组成部分，其可靠性将直接影响固体火箭发动机的整体可靠性。本文应用粘弹性基本理论，以平面应变假设为前提对固体火箭发动机药柱在工作内压、固化降温载荷单独作用下的应力应变进行了分析；对轴向载荷作用下药柱轴向下沉量与轴向应变进行了分析；对固体火箭发动机药柱的破坏性能和破坏判据进行研究。特别是针对固体火箭发动机药柱同时承受固化降温及轴向载荷作用的情况，通过将药柱内表面微元近似成叁向应力状态，进行了微元体应变分析，并建立了以八面体剪应变准则为基础的安全余量方程。应用改进的一次二阶矩法(AFOSM1)对固体火箭发动机药柱在固化降温及轴向载荷同时作用的情况进行了可靠性算例计算。计算结果表明，在固化降温及轴向载荷同时作用的情况下，药柱内表面的可靠性随着药柱温度的下降呈下降趋势。本文的研究结论对固体火箭发动机药柱可靠性评价具有实用价值，其研究方法同样电适用于其它粘弹性材料的可靠性分析。
陈天宇[5]2016年在《基于Jones-Nelson本构模型的C/C复合材料喉衬热结构研究》文中指出喉衬是构成固体火箭发动机喷管的最小通道,维持着发动机燃烧室的预定工作压强,使燃气由亚音速变为超声速,从而产生推力的关键部件。C/C复合材料由于较好的热力学性能,广泛应用于大型固体火箭发动机喉衬结构,但是由于对该材料复杂的非均质特性认识不足,长期以来一直缺乏适合的本构模型,导致仿真结果误差较大。本文从工程实际出发,以C/C复合材料的Jones-Nelson本构模型为基础,对固体火箭发动机喉衬进行了热结构研究。第二章总结了近年来国内外针对C/C复合材料力学性能的实验方法,研究了C/C复合材料力学性能实验的试样设计,实验数据采样方法,异常数据处理方法,数据统计评估方法等内容,结合国内复合材料实验条件,完成了C/C复合材料轴向、0°方向和90°方向的拉伸、压缩以及剪切的力学性能测试,获得了较为准确的材料力学性能。实验结果表明,C/C复合材料具有显着的各向异性、拉压双模量且存在损伤演化的特性,并为后续Jones-Nelson本构模型的建立提供数据支持。第叁章从材料的编织特性出发,进而分析证明其满足正交各向异性本构模型。再以C/C复合材料力学性能实验中单轴力学性能数据为基础,通过回归拟合得到了该材料Jones-Nelson本构模型的各项参数,从而构造了该材料的Jones-Nelson本构模型。再以Jones-Nelson本构模型为基础,通过对该模型进行扩充、修正,使得该模型可以在考虑材料各向异性、拉压双模量和损伤演化特征的情况下,用于表征复杂载荷状态下C/C复合材料的力学性能。第四章研究了喷管组件热传递的数学模型和有限元模型,并结合C/C复合材料的Jones-Nelson本构模型,对喉衬热结构进行了计算,同时完成了固体火箭发动机地面点火的对比实验。从对比结果可以看出,计算得到的喉衬温度场与实验的喉衬温度场基本一致,误差为7.2%,并进行了误差分析。计算得到的喉衬应变场与实验的喉衬应变场基本一致,不考虑Jones-Nelson本构模型的轴向应变计算结果误差为8.3%,环向应变计算结果误差为23.6%,考虑修正Jones-Nelson本构模型的轴向应变计算结果误差为2%,环向应变计算结果误差为4.9%。由此说明修正后的Jones-Nelson本构模型可以较好的描述C/C复合材料的本构关系。
周东谟[6]2016年在《定应变下HTPB推进剂老化机理及发动机寿命预估研究》文中进行了进一步梳理固体火箭发动机具有长期贮存、一次使用的特点,从制造出厂到投入使用或报废的全寿命周期中,绝大部分时间处于贮存状态,其贮存寿命是制约导弹武器系统寿命的主要因素,也是武器装备的关键性能指标之一。固体火箭发动机的贮存寿命在很大程度上取决于固体推进剂的贮存性能。传统上,固体火箭发动机寿命预估主要是通过固体推进剂方坯老化性能研究来实现的。对于贴壁浇铸式固体火箭发动机,由于壳体与推进剂药柱的热膨胀系数不同,在固化降温后,推进剂药柱在实际贮存过程中将长期处于定应变状态,其失效机理与推进剂方坯也有所不同。因此,研究推进剂在定应变作用下的老化机理与贮存性能更具有工程应用价值,也是准确实现固体火箭发动机寿命预估的理论依据和模型数据来源。本文首先以HTPB推进剂为研究对象,研究了定应变贮存条件下HTPB推进剂的老化性能,分析了热、定应变对HTPB推进剂老化性能的影响,建立了包含老化温度、老化时间和定应变的最大延伸率老化模型和推进剂统计损伤本构方程,分析了定应变和温度对各模型参数的影响规律。其次,从试验机理、试验参数的确定、试验过程监测与取样方面研究了固体火箭发动机整机综合加速贮存试验方法。最后,以叁维粘弹性随机有限元法和固体推进剂高温加速老化试验为基础,研究了固化应变对发动机长期贮存寿命的影响,以及推进剂性能参数及载荷条件对药柱Von Mises应变的影响水平。论文取得的主要研究成果有:1.建立了定应变贮存条件下HTPB推进剂最大延伸率的老化模型,发现在定应变作用下,推进剂的最大延伸率变化过程是外载荷引起的物理拉伸和温度引起的化学老化共同作用的结果。物理拉伸作用能够显着提高HTPB推进剂的最大延伸率,其提高幅值与施加的定应变水平呈正比关系。化学老化降低推进剂的最大延伸率,其作用效应与表征推进剂特性的临界温度_CT有关。在老化温度低于临界温度_CT时,定应变对推进剂的延伸率老化速率没有影响;在老化温度高于临界温度_CT时,定应变会降低延伸率老化速率。2.基于ZWT粘弹性本构方程,通过引入老化损伤系数来量化定应变老化对推进剂的损伤程度,构建了考虑老化损伤的推进剂统计损伤本构方程。通过对模型参数进一步分析发现:老化损伤系数方程能区分化学老化与定应变对推进剂的损伤作用。化学老化对推进剂的损伤作用随老化时间呈指数规律增大,且化学老化不但影响本构模型曲线在损伤段强度的大小,还影响其形状特性。定应变对推进剂的损伤作用亦呈指数规律增大,但定应变仅降低损伤段强度的大小,不改变其形状特性。3.基于转化法思想,提出了发动机材料及整机联合加速贮存的固体火箭发动机综合加速贮存试验方法。并从试验机理、加速试验模型参数的确定与修正方面介绍了综合加速贮存试验方法,提出了基于推进剂方坯和发动机双源数据的多步加速模型参数修正法。在此基础上以某装药燃烧室为应用对象,开展了整机加速试验技术应用验证研究,提出了解决整机加速试验过程中的药柱性能监测与取样问题的对策,分别设计了可用于药柱内腔环境监测和大型固体火箭发动机药柱内部取样的装置。4.研究了固化应变对发动机长期贮存寿命的影响,以0.97为可靠性下限,预估了药柱在不同应变敏感系数下的可靠性寿命,发现固体火箭动机可靠性寿命主要取决于应变敏感系数,其可靠性寿命随应变敏感系数的增大而增大。在长期贮存过程中,模量对药柱Von Mises应变的影响水平基本不变;泊松比和内压的影响水平在15年前基本不变,15年后泊松比的影响水平逐渐降低,内压的影响水平逐渐增加,二者基本呈互补的关系。
尹健[7]2007年在《SRM喉衬用炭/炭复合材料烧蚀性能研究》文中研究说明喷管是固体火箭发动机(SRM)的一个关键部件,而喉衬是发动机喷管中工作环境最恶劣的部位。随着更大载荷、更大推力和更高燃气温度、更远射程SRM的发展,SRM对喉衬材料烧蚀性能提出了更高要求。炭/炭(C/C)复合材料具有轻质、高强、良好的烧蚀性能、优异的抗热震性能,以及性能的可设计性等特点,是理想的喉衬材料,已广泛应用于SRM喷管喉衬。本研究以SRM喷管喉衬用C/C复合材料为背景,采用电弧驻点烧蚀试验方法,系统研究了烧蚀条件、炭纤维预制体和基体炭类型及结构等对C/C复合材料烧蚀性能的影响,揭示了其烧蚀机理;结合武器型号用SRM喷管喉衬的研制,解剖分析了地面点火试验后C/C复合材料喉衬的烧蚀形貌,探讨了其烧蚀机理;在此基础上,开展了添加难熔金属碳化物和SiC表面涂层制备工艺及其烧蚀性能的研究,并对2种常用的考核C/C复合材料烧蚀性能的方法进行了评价。系统考察了电弧驻点烧蚀条件(驻点压强、总焓、烧蚀时间等)对C/C复合材料烧蚀性能的影响规律。3000℃左右的温度范围内,焓值(温度)越高,烧蚀越严重;烧蚀时间延长,烧蚀量增加明显;C/C复合材料的烧蚀性能对驻点压强十分敏感,压强提高一倍,烧蚀率成倍地增长。系统研究了C/C复合材料的本征烧蚀性能,揭示了各因素的影响规律。C/C复合材料平行方向的烧蚀性能优于垂直方向烧蚀性能。热解炭和树脂炭混合增密的C/C复合材料烧蚀性能优于纯树脂炭增密的C/C复合材料烧蚀性能;典型粗糙层结构的C/C材料烧蚀性能优于典型光滑层结构的材料烧蚀性能;热解炭沉积密度越高,烧蚀性能越好。随着穿刺密度的增加,细编穿刺结构C/C复合材料烧蚀性能提高。揭示了C/C复合材料的烧蚀机理,建立了烧蚀模型。C/C复合材料烧蚀分为热化学烧蚀和机械剥蚀两部分,机械剥蚀决定材料宏观烧蚀形貌,热化学烧蚀决定材料微观烧蚀形貌。C/C复合材料的烧蚀优先从界面、缺陷、孔隙处开始并向纵深发展,导致炭纤维与热解炭、热解炭内部、热解炭与树脂炭之间的界面分离,以及孔洞、缺陷的进一步增大。此外,因热应力等新生成的裂纹及固有的裂纹变宽,不断延伸、扩展,甚至彼此贯穿。在外界剪切力、涡旋分离力或内部热应力的作用下引起材料的机械剥蚀。结合武器型号用SRM喷管喉衬的研制,解剖分析了SRM地面点火试验后C/C复合材料喉衬的烧蚀形貌,阐明了其烧蚀机理;针刺整体毡结构的C/C复合材料喉衬整体性完好、烧蚀均匀、烧蚀率低,但由于z向纤维含量较少,z向强度较低,在喉部、接近喉部位置易产生层间裂纹;细编穿刺毡结构C/C复合材料具有良好的热性能和力学性能,且材料性能各向异性小,烧蚀性能较好。随着压强的升高,C/C复合材料喉衬的烧蚀率增加。C/C喉衬的烧蚀主要由热化学烧蚀和机械剥蚀两部分组成。颗粒的冲刷将加强对烧蚀材料的传热、改变材料的性质和强度甚至破坏材料的结构,加速热化学烧蚀。查明了烧蚀过程中WC改性C/C复合材料中WC发生的系列物理化学变化及其作用。WC改性C/C复合材料宏观和微观烧蚀形貌较C/C复合材料的烧蚀形貌的有较大变化。WC改性C/C复合材料的高温烧蚀包括:C/C复合材料中炭与烧蚀气流中氧化气氛的反应;WC的氧化及熔融;WC的熔化;WO_3和WC液膜的形成和剥蚀以及C/C复合材料的剥蚀。查明了SiC涂层对C/C复合材料烧蚀性能的作用机理。指出烧蚀过程中SiC氧化及SiO_2熔融,从而降低了C/C复合材料烧蚀率,改善了其烧蚀均匀性。比较研究了C/C复合材料烧蚀性能测试方法等离子体烧蚀试验方法,简单、价格低,但与实际环境偏差大,烧蚀率数值小,重复性差;可作为参考,定性地断定材料的烧蚀性能。电弧驻点烧蚀试验方法比较接近实际环境,可根据要求调节驻点温度、驻点压强和烧蚀时间;烧蚀率数值适中;系统可靠,数据可重复性好;能较好地模拟固体火箭发动机喷管喉衬的真实烧蚀情况,但相对SRM地面点火试验,其试验费用低,试验准备周期短、简单。研究所得结果为下一步低烧蚀率C/C喉衬材料的开发和应用奠定了基础。
张治纲[8]2012年在《YY-1发动机复合材料壳体结构分析》文中研究指明本文根据YY-1固体火箭发动机研制需求，开展了复合材料壳体结构分析研究，主要开展了导弹飞行主动段复合壳体内压载荷作用下及被动段轴压载荷作用下发动机复合壳体结构完整性分析研究，重点开展了复合壳体在内压爆破、轴压载荷失稳载荷下复合材料壳体的变形及失效分析。研究结果应用于YY-1纤维缠绕固体火箭发动机壳体研制，对同类纤维缠绕复合材料壳体有一定的参考价值。论文简要介绍了目前主要的纤维缠绕复合材料的结构设计、强度理论及分析方法，针对YY-1固体火箭发动机研制要求，对研制方提出的复合材料壳体设计方案，开展了复合材料壳体的叁维建模、网格划分、边界条件处理及计算分析，完成了复合材料壳体在施加内压载荷和轴压载荷条件下的有限元破坏机理研究，得出了复合材料壳体在主要受力状态如内压、轴压条件下的应力云图、变形结果和位移值，分析了改变前后接头材料对复合壳体承受内压载荷的影响，得出了复合壳体的理论爆破压强和轴压失稳压力。最后，根据试制的复合材料壳体试验结果，对比经验公式计算和有限元计算情况，得出了复合材料壳体在不同受力载荷下的主要薄弱环节和最大应力集中区域，并根据试验结果对计算情况进行了修正说明，确定了理论计算结果与实际验证试验间的差异与原因，可供壳体结构设计者参考及其他复合材料结构理论计算参考。
马浩, 申志彬, 李道奎[9]2017年在《固体推进剂动态粘弹性本构模型及应用研究进展》文中提出动态粘弹性本构模型是对固体火箭发动机药柱结构进行动力学分析的理论基础。本文评述了近年来关于固体推进剂动态粘弹性本构模型在试验、理论及数值分析方法叁方面的研究进展。介绍和讨论了关于动态粘弹性本构模型的相关试验研究,复常数模量模型、分数阶导数模型和朱王唐率相关模型等典型或者常见的动态粘弹性本构模型,动态本构模型在数值分析方法方面应用的研究成果,总结并分析了目前动态粘弹性本构模型中存在的问题并做了展望。
陈汝训[10]2000年在《固体火箭发动机混杂纤维缠绕壳体设计分析》文中研究说明基于网格理论 ,推得了固体火箭发动机混杂纤维缠绕壳体在内压作用下的平衡方程。以纤维层强度和模量给出了混杂纤维层厚度比的确定方法及混杂纤维缠绕圆筒壁厚的确定方法。讨论了用模拟实验压力容器确定纤维发挥强度的方法
参考文献：
[1]. 固体火箭发动机复合材料零件完整性分析[D]. 王勇. 南京理工大学. 2004
[2]. 固体火箭发动机分布式集成设计平台及其关键技术研究[D]. 解红雨. 国防科学技术大学. 2006
[3]. 强激光辐照下结构热力效应分析[D]. 吴非. 国防科学技术大学. 2006
[4]. 固体火箭发动机药柱可靠性分析[D]. 曹井新. 哈尔滨工程大学. 2007
[5]. 基于Jones-Nelson本构模型的C/C复合材料喉衬热结构研究[D]. 陈天宇. 航天动力技术研究院. 2016
[6]. 定应变下HTPB推进剂老化机理及发动机寿命预估研究[D]. 周东谟. 北京理工大学. 2016
[7]. SRM喉衬用炭/炭复合材料烧蚀性能研究[D]. 尹健. 中南大学. 2007
[8]. YY-1发动机复合材料壳体结构分析[D]. 张治纲. 国防科学技术大学. 2012
[9]. 固体推进剂动态粘弹性本构模型及应用研究进展[C]. 马浩, 申志彬, 李道奎. 中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——含能材料及推进剂技术. 2017
[10]. 固体火箭发动机混杂纤维缠绕壳体设计分析[J]. 陈汝训. 宇航学报. 2000
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