某发动机药柱极端温度发射结构完整性分析

为了对某型大长径比固体火箭发动机在极端温度发射时的结构完整性进行分析,采用三维热粘弹性有限元方法,计算得到了推进剂药柱在内压、轴向过载和极端温度载荷(-40℃和+50℃)联合作用下的位移、应变和应力分布规律。研究结果表明,推进剂药柱在高温和低温发射时位移最大值分别为9.3 mm和16.4 mm,Von Mises应变最大值分别为14.6%和23.5%,依据Von Mises应变准则,安全系数分别为2.74和2.46,满足结构完整性要求。     

炮射导弹发射过程发动机装药强度分析

为分析大过载下发动机装药的强度,采用基于Total Lagrangian方法的三维粘弹性大变形增量本构关系,用有限元方法对某轴向高过载下固体火箭发动机装药在发射过程中的应力应变场进行了数值模拟.结果表明,装药的最大等效Von Mises应力及应变值均发生在装药底部,根据最大变形能理论,最大等效应力及应变均不会引起装药结构破坏.装药与支撑面接触面积的变化,会引起装药最大等效应力和最大等效应变的变化,在装药内外两侧进行切削,会在相应位置引起应力集中.     

某型炮射导弹膛内运动时期药柱的应力应变分析

炮射导弹发射过程中承受上万个g的过载,固体推进剂药柱的应力应变分析极为关键.文中采用有限元方法对药柱在发射过程中的应力应变进行数值模拟,分别对比研究轴向过载、旋转载荷和药柱-挡药板之间摩擦对药柱整体最大von Mises应力和最大应变变化的影响规律.结果表明,考虑旋转和药柱-挡药板之间摩擦的情况下,药柱整体最大yon Mises应力和最大应变都显著增加,而且药柱-挡药板之间摩擦将直接影响药柱最大von Mises应力和最大应变发生的区域.     

基于加速老化与三维粘弹性有限元分析的固体导弹发动机寿命预估

为了预估固体导弹发动机的贮存寿命,通过推进剂加速老化试验,得到该推进剂延伸率随贮存时间的变化规律;应用三维粘弹性有限元分析方法,对发动机贮存一定时间后直接点火发射过程进行数值仿真,从中得到药柱在点火增压和轴向过载联合作用下最大Von Mises应变随贮存时间的变化规律;将推进剂的延伸率与推进剂药柱最大Von Mises应变进行对比,利用结构完整性评估准则,得到发动机的贮存寿命。该方法可为固体导弹发动机的设计和使用提供参考。     

固化降温过程中几何参数对车轮形药柱结构完整性的影响分析

为了分析不同几何参数对车轮形药柱结构完整性的影响,为固体火箭发动机药柱结构设计提供参考,以有限元软件MSC.Patran/Nastran为平台,建立了车轮形药柱的参数化模型,分析了药柱固化降温过程中车轮形药柱最大Von Mises应变随药柱几何参数的变化规律.计算结果表明,车轮形药柱的过渡圆弧半径、肉厚、角度系数及轮臂...     

炮射导弹发射过程中装药衬垫材料对抗过载能力的影响计算分析

采用基于Total Lagrangian方法的3维粘弹性大变形增量本构关系，用有限元方法对某轴向高过载下的固体火箭发动机装药在发射过程中的应力进行了数值模拟计算。分析了装药底面的衬垫材料、衬垫厚度以及载荷持续时间对装药内部等效应力的影响。结果表明：随着衬垫材料泊松比的提高，装药内部等效应力有下降趋势；泊松比小于0.49时，装药内部等效应力随弹性模量增加略有增加，泊松比0.49时，装药内部等效应力随弹性模量增加先下降后上升趋势；随着衬垫厚度的增加，装药内部最大应力值呈现下降趋势；载荷达到稳定后，载荷持续时间长短对装药内部等效应力影响并不明显。     

随机载荷下固体发动机药柱粘弹动力响应

固体火箭发动机药柱在长期贮存过程中,由于随机载荷的作用会引起其力学性能的变化,直接危及发动机工作的可靠性.基于固体推进剂药柱的粘弹行为分析,利用有限元分析软件对随机温度载荷下发动机药柱的粘弹动力响应进行了数值模拟,得到了一年当中发动机内部各计算节点等效应力和等效应变的变化规律.     

模数对药柱热应力的影响

为获得药柱模数对发动机结构完整性的影响,针对某一典型火箭发动机常用的圆孔药柱和星孔药柱,建立温度冲击下的计算模型,基于推进剂材料的粘弹性本构关系,结合热流变简单材料的特性,对不同模数的圆孔药柱和星孔药柱受温度载荷的情况进行了数值计算,得到温度冲击载荷作用下药柱的实时温度场及应力、应变特性,分析了不同时刻药柱内不同位置处应力、应变特性,应力、应变随时间的变化规律及最大应力、应变随模数的变化关系.分析结果表明圆孔药柱和星孔药柱内的最大应力值都随模数呈指数形式增长,危险点分别在药柱内壁处和星尖圆弧过渡处,药柱内的应力变化速度均大于应变变化速度.     

固化降温过程中固体火箭发动机药柱温度场应力场分析

固化降温过程是固体火箭发动机装药制造过程中的一个重要环节,固化降温过程中各界面热应力的产生将直接影响装药性能,为此建立了装药数学模型和物理模型。基于粘弹性积分型本构关系,应用有限元分析软件,数值模拟固体火箭发动机装药的固化降温过程,得到固体推进剂在固化降温过程中应力、应变的变化规律。仿真结果对分析装药固化降温过程中的结构完整性有很好的参考价值。     

海洋温度条件下的固体推进剂应力应变分析

建立以固体发动机壳体、药柱及绝热层等为主要部件的计算模型,基于三维热粘弹性积分型本构关系,考虑不同海域贮存条件的交变温度载荷情况,利用有限元方法计算了固体发动机药柱在海洋交变温度载荷下的力学响应,给出了药柱内应力应变场的分布规律及危险部位。结果表明,在未有效热保护的贮存状态下的药柱,长期的交变温度产生的交变应力载荷,使药柱微观结构受到不同程度的疲劳损伤,势必影响其结构完整性。     

自由装填式药柱贮存过程中的变形分析

采用基于Total Lagrangian方法的三维粘弹性大变形增量本构关系,结合动态力学分析仪进行改性双基推进剂的性能测试,得到了自由装填式药柱贮存十年过程中的变形情况以及等效应力、应变值及分布。计算结果表明:经过长期贮存后,药柱产生的轴向下沉量约为0.16 mm,药柱外径增大约0.04 mm,内径几乎不变。包覆层与药柱之间的应力约为11.8 kPa,不会造成脱粘。此外,计算得出此类自由装填式药柱长期贮存中达到变形平衡的时间大约为半年,可根据贮存半年后药柱的变形量推算长期贮存后装药的变形情况。     

基于加速老化和实测载荷的立式贮存固体发动机药柱寿命评估

为预估立式贮存固体发动机药柱贮存寿命,综合考虑加速老化和实测载荷的影响,开展推进剂高温加速老化试验,得到推进剂延伸率的变化规律。分别对贮存老化后的发动机在固化降温/静态立式贮存/点火发射和固化降温/动态立式贮存两种载荷历程进行有限元分析,获取药柱危险点von Mises 应变规律,并计算药柱在振动条件下的疲劳损伤。以延伸率和应变随时间的变化规律为依据,预估了发动机寿命。结果表明：推进剂延伸率随时间逐渐减小;药柱在重力载荷的长时间作用下会产生蠕变效应;药柱内部各点在实测振动载荷作用下产生周期性的应力,动态立式贮存半年的损伤值为0.017 12;发动机贮存老化时间与立式贮存次数呈现负指数关系,其可允许的动态立式贮存次数为15次;考虑立式贮存时,总寿命介于8.24~11.75年;忽略立式贮存时,总寿命为17.81年。     

装药长径比对聚能杆式侵彻体成型的影响

运用LS-DYNA仿真软件模拟了聚能杆式侵彻体的成型,并通过X光成像试验进行了验证,试验结果与数值模拟结果吻合较好.分别研究了同一时刻、同一炸高及断裂时刻,不同装药长径比聚能杆式侵彻体的成型情况,找出了获得较佳聚能杆式侵彻体的装药长径比为0.9～1.2.研究结果表明,当装药长径比超过1.2,再增加装药长径比对聚能杆式侵彻体头部速度影响很小;装药长径比大于0.9以后聚能杆式侵彻体的飞行稳定性较佳.     

基于流体-固体耦合的液压滑阀开启过程仿真分析与优化

为改善液压滑阀开启过程中阀芯的工作性能,基于流体-固体耦合理论和动网格技术,建立滑阀开启过程三维流体-固体耦合数值分析模型,对阀芯在驱动力、弹簧力及液动力作用下的动作过程进行了模拟分析。针对阀芯受力分析结果,改进滑阀内部流道结构;以改进后阀芯槽口和凸台的4个结构参数为优化对象,利用最小二乘拟合和反向传播神经网络构建最大冯米塞斯应力与液动力峰值的目标函数,借助遗传算法确定了槽口和凸台的4个结构参数最优值。研究结果表明：优化后阀芯所受液动力和最大冯米塞斯应力的峰值分别减小了16.3%和22.0%;优化设计阀芯的结构参数可明显提高滑阀开启性能。     

考虑泊松比的HTPB推进剂贮存老化反应速率研究

对某型号HTPB推进剂在35℃、50℃、65℃条件下进行了加速寿命试验,并选用最大延伸率表征推进剂性能变化情况;对HTPB推进剂高温加速寿命试验的老化起点进行了修正,并推导出了考虑泊松比条件下的推进剂老化反应速率模型;根据加速老化试验结果,对模型的参数进行了求解,验证得出考虑泊松比变化条件下的某型号丁羟推进剂药柱预估寿命要长于未考虑泊松比的预估值;对含有不同含量防老剂的HTPB推进剂在80℃条件下的加速寿命试验结果表明:少量防老剂的添加可以有效对推进剂进行延寿.     

利用火焰弯曲理论预测复合推进剂侵蚀函数的方法与应用

固体火箭推进剂的侵蚀函数目前还没有方便而有效的手段(无论理论方法还是实验手段)来获取,火焰弯曲理论能较好地揭示固体复合推进剂侵蚀燃烧现象,以此为基础,建立了火焰弯曲理论侵蚀函数方程,进一步求解得到随燃气流速变化的侵蚀函数。通过实例验证,该获取侵蚀函数的方法及获取的侵蚀函数具有较高的预示精度,满足工程计算要求,对于研究固体推进剂的侵蚀燃烧理论、获取固体火箭发动机侵蚀函数,以及提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义,该方法仅适用于AP复合推进剂。     

大长径比小口径战斗部熔铸装药工艺研究

针对大长径比小口径战斗部熔铸装药容易出现缩孔的问题,开展装药工艺研究。采用大长径比的圆筒对大长径比小口径战斗部进行等效,提出一种自下而上顺序凝固的熔铸装药工艺方法,并进行仿真计算及装填验证。验证结果表明,该方法能够有效避免装药内部出现缩孔。