火箭发动机界面脱粘分析及检测新方法

对引起固体火箭发动机粘接界面脱粘的原因(外部载荷及推进剂老化和界面迁移)进行了分析，并对近几年发展起来的用于检测发动机界面脱粘卓有成效的无损检测新方法，特别是X射线工业CT系统在固体火箭发动机无损检测中的应用进行了评述。     

大型固体火箭发动机脱粘CT检测技术

文中以大型固体火箭发动机脱粘检测作为研究对象,通过分析其特殊性,比较传统的CT检测技术,提出了适用于脱粘检测的切向CT技术,并对其进行了可行性研究,最后利用滤波反投影法对发动机衬层与壳体间的脱粘进行了仿真实验.     

脱粘引起的燃面变化及对内弹道特性的影响

基于固体火箭发动机,利用脱粘面形状假设及脱粘燃面方程,采用二重数值积分法计算了发动机脱粘燃面的变化规律,并分析了存在脱粘时燃面变化对发动机内弹道特性的影响.     

扩展有限元法在SRM脱粘分析中的应用研究

采用扩展有限元法来研究固体火箭发动机中壳体/绝热层脱粘问题.简述了扩展有限元在双材料界面裂纹中的实施,重点介绍了其核心算法--位移模式的选取和应变矩阵的求解,通过相互作用积分求出应力强度因子和能量释放率.把问题简化成一个经典的算例,由计算结果可以看出扩展有限元算法的独特优越性和在解决脱粘问题时的有效性.     

发动机衬层脱粘超声检测系统研究

在详细论述发动机衬层脱粘超声检测原理的基础上,描述了以89C51单片机为核心的衬层脱粘超声检测系统.指出了该系统实现中的关键问题,即回波阈值的确定和系统多功能化的实现.经过实践证明,保证了生产的安全性同时提高了发动机工作的可靠性.     

基于电磁超声共振的金属环-含能材料界面脱粘缺陷检测

为实现对金属-含能材料粘接结构界面粘接质量的无损评价,提高其结构安全性,本研究以金属环-含能材料界面脱粘缺陷的无损检测为研究对象,提出了基于电磁超声共振的金属环-含能材料结构界面脱粘缺陷非接触检测方法,制作了专用小型电磁超声探头,搭建了电磁超声环形自动扫查系统,对金属环-含能材料脱粘缺陷模拟试件进行了自动扫查成像,开发了相应的信号处理方法,验证了该技术对于金属环-含能材料界面脱粘缺陷非接触检测的可行性和检测能力。     

复合固体推进剂非线性界面脱粘的力学性能研究

复合固体推进剂是高体积分数的颗粒填充材料,因此建立细观力学模型对于研究其力学性能具有十分重要意义.应用细观力学的Mori-Tanaka方法研究了推进剂本构关系,其中推进剂颗粒与基体的界面粘接律采用抛物线型假设.通过算例证明抛物线型粘接律能更好模拟推进剂颗粒与基体的非线性脱粘行为,并且研究表明推进剂中颗粒大小、体积分数以及颗粒基体界面间的最大粘接应力对其力学性能有明显影响.     

火箭发动机多层粘接结构超声检测研究

固体火箭发动机内部为多界面粘结结构,各界面的粘结质量对射击安全有重要影响,必须进行检测。针对固体火箭发动机多层粘接结构脱粘问题,利用自行设计的超声检测系统,基于脉冲发射回波技术,进行了时域和频域对比性分析实验,分析了火箭发动机多层粘接结构的缺陷。结果表明,相位谱中回波信号呈现规律性,可用于鉴别火箭发动机界面的粘接状态,1.021 MHz和2.041 MHz两点附近为最佳相位观察点。间隙型脱粘对回波信号的相位特征有影响,而紧贴型脱粘对回波信号的相位特征基本没有影响。     

多界面脱粘超声检测信号处理

用板波诱发波超声检测技术检测固体火箭发动机界面脱粘是一种有效的方法,然而对于由多层钢/橡胶粘接而成的发动机柔性接头,由于其结构特殊,不易从回波信号中直接判断各界面的粘接状态。针对这一情况,文中采用对回波信号进行低通滤波,再求能量的方法,解决了这种材料多界面脱粘检测问题。     

多厚度壳体发动机界面脱粘超声检测技术研究

文中针对多厚度壳体构件的自动化检测要求，提出了多界面脱粘的检测方案。采用横波对2mm、7mm厚壳体段的多界面粘接状态进行实验研究．并结合希尔伯特包络提取方法．实现了各界面特征信号的包络提取。并进行检测效果分析。     

非均质材料界面损伤的数值模拟方法研究

由于材料制备/承载过程中其内部存在着各种尺度的裂纹,裂尖邻域的高度应力集中,会造成此区域夹杂界面有相对较高的脱粘概率。为了研究复合材料内部裂尖邻域夹杂脱粘的发展和此过程中应力强度因子的变化规律,利用含夹杂与裂尖的解析胞元法建立考虑温度效应的复合材料内部裂尖邻域的细观力学模型,并通过Weibull概率函数控制加载过程中夹杂脱粘的发生,得到夹杂的材料性质和环境温度对裂尖附近区域夹杂脱粘概率与裂纹场应力强度因子的影响规律。     

基于能量守恒的HTPB推进剂非线性本构关系

为描述HTPB推进剂中增强粒子的脱湿引起本构关系非线性响应行为,建立了由粒子、空泡与基体组成的三相物理模型,给出了在单向拉伸载荷作用下确定本构关系的算法。依据热力学能量守恒定律,确定了临界脱湿应变方程。利用细观力学Mori-Tanaka方法,确定了临界应变方程需要的宏观有效模量。针对增强粒子满足对数正态分布的HTPB推进剂进行了数值模拟。结果表明,HT PB本构关系由两个阶段组成,初始的线弹性阶段与开始发生脱湿后的非线性阶段。体积膨胀应变随空泡体积分数的增大而增大,而宏观有效模量随空泡体积分数的增大而减小。针对一般复合固体推进剂,该本构关系的形式较为简单,适合应用于工程中。     

Numerical Simulation of Particle/Matrix Interface Failure in Composite Propellant

Interface debonding between particle and matrix in composite propellant influences its macroscopic mechanical properties greatly. For this, the laws of interface cohesive damage and failure were analyzed. Then, its microscopic computational model was established. The interface mechanical response was modeled by the bilinear cohesive zone model. The effects of interface properties and particle sizes on the macroscopic mechanical behavior were investigated. Numerical simulation of debonding damage evolution of composite propellant under finite deformation was carried out. The debonding damage nucleation, propagation mechanism and non-uniform distribution of microscopic stress-strain fields were discussed. The results show that the finite element simulation method based on microstructure model can effectively predict the trend of macroscopic mechanical behavior and particle/matrix debonding evolution process. It can be used for damage simulation and failure assessment of composite propellants.     

固体火箭发动机粘接界面参数识别与损伤破坏数值模拟

为了研究固体火箭发动机粘接界面的损伤破坏过程,按照QJ2038.1A-2004制作了固体火箭发动机矩形粘接试件,对粘接试件进行了单向拉伸试验,获得了粘接试件的损伤破坏模式。根据粘接试件损伤破坏特点,建立了粘接试件的有限元数值模型,采用基于分步反演与Hooke-Jevees优化算法结合的反演方法,准确地获取了推进剂/衬层/绝热层界面混合模式下双线型内聚力模型的相关参数,将其应用于粘接试件拉伸试验损伤破坏过程的数值模拟中。研究结果表明:粘接试件主要的破坏形式为推进剂/衬层/绝热层界面处的脱粘;提出的反演识别方法能够较好地获取固体火箭发动机的界面相关参数,拉伸速度为2 mm·min^-1时,固体火箭发动机粘接界面的初始模量、最大粘接强度、断裂能分别为0.86 MPa、0.63 MPa、3.13 kJ·m^-2;推进剂/衬层/绝热层界面的损伤导致粘接试件的应力随应变增加的速率减慢,人工脱粘层尖端处界面的起裂,并且沿试件中央扩展,最终贯穿粘接试件是粘接试件主要损伤破坏模式。     

火箭发动机绝热层超声检测的一种信号基线校正方法

用超声脉冲回波技术检测变壁厚固体火箭发动机壳体与绝热层的粘接状态 (脱粘与否 )时 ,超声回波信号的基线随着壳体厚度的变化而变化 ,这给识别脱粘与否带来困难。为此 ,本文提出了一种用均值和标准偏差来校正信号基线的方法。     

固体火箭发动机三维可视化无损检测系统设计

固体火箭发动机的内部缺陷会对发动机工作性能和发射平台的安全带来严重威胁。为了准确判别缺陷的性质和对发动机可能造成的危害，需要从空间的角度来观察分析，传统的二维序列图像无损检测方法无法建立起发动机的三维空间立体结构，容易造成误判、漏判。为此，通过分析固体火箭发动机二维断层序列图像的特点，经图像预处理生成三维规则体数据场，采用基于等值面的面绘制三维重构算法建立发动机模型，并对模型进行误差不受限简化，简化后系统的重构速度达到工业使用要求。固体火箭发动机缺陷的仿真结果与用CAD辅助编辑软件获得的实际固体火箭发动机缺陷相一致。重构的三维可视化模型精确反映出铗陷的空间位置、尺寸和形状等信息，达到了无损检测应用技术标准要求。     

某型导弹发动机推进剂恶劣エ况下温度仿真研究

为分析高温和低温工况下初容温度超标对导弹发动机的影响，采用计算流体力学方法，对一级发动机的各部分进行了三维实体的简化及建模，综合考虑热传导、自然对流和辐射等传热方式，运用流固耦合传热一体化计算方法进行定常模拟计算，获得野外高温日照和低温恶劣环境下该装置的温度分布情况，为初容温度指标调整提供理论依据，并利用该方法对文献[2]中的模型进行了非定常数值模拟，与实验数据吻合较好，表明采用计算流体力学方法和流固耦合方法可进行传热问题的计算，为导弹发动机推进剂温度场的分析提供参考和依据。     

固体发动机在温度载荷下的结构分析

为研究温度载荷对固体发动机的影响,进行了发动机在低温和温度周变载荷下的热-应力耦合仿真分析,得出在两种载荷下发动机的温度分布和应力应变响应。在低温载荷下,壳体和绝热层的交界面处热应力最大,是发动机的热应力危险部位;药柱內孔的应变最大,是产生裂纹的危险部位。在温度周变载荷下,最大应力出现在距离药柱內孔0.346m处,是发动机的脱粘危险界面。     

超声波实时测量技术在固体火箭发动机中的应用

利用超声波对固体推进剂燃速进行实时测量是先进的燃速测量方法之一。针对超声波技术在固体火箭发动机试车中的应用,对典型固体火箭发动机材料进行测试研究,获得了发动机材料的超声波信号特征。将超声波探头直接安装在发动机壳体外侧部位,测量了固体推进剂在常压燃烧时的厚度变化。针对动态燃速测试,提出了超声波数据处理方法,对固体装药在常压燃烧下的回波进行处理,获得了装药的厚度变化过程和燃速,并分析了燃面附近温度分布对燃速测量的影响。结果表明:用超声波测量金属壳体固体发动机的燃速必须在壳体上开窗使超声波透过壳体和绝热层界面,而对复合材料壳体发动机可将超声波探头直接安装在壳体外侧;燃烧引起的装药表面温度变化对测量的影响可以忽略;该数据处理方法可以有效获得装药厚度变化。     

固体火箭推进剂的模拟低温点火冲击试验加载方法研究

固体火箭推进剂低温下点火瞬间高速加载的耦合作用可能会导致推进剂结构发生破坏,针对此问题,利用推进剂中止熄火的原理,设计了一种中止压力可控模拟点火冲击试验装置,以点火药燃烧产生的燃气对推进剂进行模拟点火冲击。点火压力根据药室容积和点火药量之间的计算公式确定,中止压力通过爆破片破片压力控制。通过对点火冲击过程的压力与时间和升压速率与时间关系曲线分析,得知点火压力和点火方式对点火药燃气的升压速率影响较大。多次重复试验表明：该加载方法中止压力可控,压力偏差<±5%;弱点火时升压速率为2 000 MPa/s,强点火时升压速率达到5 000 MPa/s, 高于通常发动机点火的升压速率;可作为固体火箭推进剂模拟低温点火冲击的研究手段。