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。     

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。     

HTPB推进剂药柱在变温环境下的累积损伤分析

为研究变温环境对固体火箭发动机的影响,基于热粘弹性模型和累积损伤模型,对某HTPB推进剂药柱在变温环境下的应力响应和累积损伤进行了分析计算。结果表明,药柱损伤随着环境严酷度的增大而增大,温度冲击环境比温度循环对药柱产生的损伤要大。在温度冲击环境下,温度范围、推进剂材料参数对药柱的损伤有较大的影响,平衡模量和膨胀系数的影响有相同的趋势。研究结果可为固体火箭发动机的贮存和使用寿命预估提供技术支持。     

基于MC-RSM的固体发动机药柱可靠性分析

随着人们对随机变量认识的深入和计算能力的提高,已形成了用于处理随机变量的结构可靠度设计与分析的方法与标准。针对固体火箭发动机药柱材料性能、载荷环境、几何尺寸等参数不确定性的影响,提出一种结合蒙特卡罗与响应面法计算随机载荷下固体发动机药柱可靠性的方法。通过建立固体发动机推进剂药柱的极限状态方程,采用响应平面法和蒙特卡洛模拟随机载荷和固体推进剂药柱初始强度来获取推进剂药柱的可靠度。该方法能有效地计算贮存、飞行等环境条件下固体推进剂药柱的结构可靠性。     

基于修正Arrhenius方法的SRM药柱储存寿命预估

高温加速老化法常用来解决固体推进剂药柱储存寿命预估问题。介绍了传统的加速老化Arrhenius模型在解决SRM药柱储存寿命预估问题中的应用,并针对传统Arrhenius方法的局限性,将Arrhenius公式修正为三参数公式,并给出了修正Arrhenius寿命预测模型的理论推导。分别基于该传统方法和修正方法对某型SRM药柱储存寿命进行了预估,并与常温试验外推储存寿命进行了比较。结果表明,修正Arrhenius方法预估误差更小,预估精度更高,更适用于SRM药柱储存寿命的预估。     

舰载导弹发动机药柱蠕变损伤研究

针对舰载立式贮存导弹固体发动机药柱蠕变的问题,通过对推进剂试件进行不同应力水平下蠕变试验,拟合蠕变时间硬化率方程,利用ABAQUS有限元软件对舰载立式贮存导弹固体发动机药柱进行分析.研究结果表明:舰载立式贮存的导弹发动机药柱在振动作用下应力载荷也呈周期性变化,重力和振动载荷引起发动机药柱内表面变形,中部变形最大,尾部次之,头部较小,蠕变占药柱总变形的60%以上,蠕变效应不可忽视.蠕变仿真得到的药柱变形方式,可为发动机寿命预估提供依据.     

某型发动机贮存寿命预估

采用加速老化试验与结构完整性分析相结合的方法，对某型发动机贮存寿命进行了预估，预估其贮存寿命为11年3个月。自然条件贮存12年的该型发动机点火试验成功证明了本文贮存寿命预估方法结果较为接近实际情况，本方法可以为固体火箭发动机的设计和使用提供参考。     

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.     

固体推进剂药柱使用寿命的研究

对不同贮存期的固体火箭发动机药柱进行了力学性能试验,得到了推进剂有关力学性能贮存时间的变化规律,分析了固体药柱在生产、运输、贮存和点火燃烧过程的受载状态;对不同贮存期的固体药柱进行了应力、应变状态的分析和计算,结合靶场对贮存十年期以上导弹飞行情况,进行了固体火箭发动机推进剂药柱使用寿命的预示.     

导弹发动机推力曲线上浮现象分析与验证

在对某固体火箭发动机研究和使用过程中,发现其贮存一段时间后点火,推力曲线有明显上浮.针对这种现象,采用故障树分析法,对造成推力曲线上浮的各种因素进行了理论分析与试验验证,排除了药柱低温工作结构完整性等可能因素,确定推进剂燃速上浮,是造成发动机贮存一段时期后试验推力曲线上浮的主要原因,研究结论为本型发动机的寿命预估和可靠性工作提供依据.     

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.     

舰船运动对固体火箭发动机粘接界面疲劳损伤研究

针对固体火箭发动机在舰船运动影响下损伤难以评估的问题,以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱粘接界面的疲劳损伤评估方法。通过推进剂粘接界面定应力往复剪切试验获得了其粘接界面的疲劳损伤特性;利用有限元分析方法计算得到了发动机界面剪切应力较大部位的应力谱;运用雨流计数法和Miner线性累积损伤原理对发动机粘接界面的疲劳损伤进行了评估。试验与仿真结果表明,推进剂粘接界面应力幅值和疲劳破坏次数的自然对数满足指数型方程,并且在给定舰载条件下发动机海上战备值班一年的寿命比仓库贮存时至少降低8.62%.针对固体火箭发动机在舰船运动影响下损伤难以评估的问题,以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱粘接界面的疲劳损伤评估方法。通过推进剂粘接界面定应力往复剪切试验获得了其粘接界面的疲劳损伤特性;利用有限元分析方法计算得到了发动机界面剪切应力较大部位的应力谱;运用雨流计数法和Miner线性累积损伤原理对发动机粘接界面的疲劳损伤进行了评估。试验与仿真结果表明,推进剂粘接界面应力幅值和疲劳破坏次数的自然对数满足指数型方程,并且在给定舰载条件下发动机海上战备值班一年的寿命比仓库贮存时至少降低8.62%.     

基于凝胶百分数的推进剂贮存寿命及其可靠性分析

选择凝胶百分数作为老化性能评定参数,根据凝胶百分数与老化时间的关系,建立了推进剂贮存寿命预估模型;采用Monte-Carlo法分析了某固体推进剂贮存的寿命及其可靠性问题.结果表明:在常温下该推进剂的贮存寿命为5.93a,可靠度为0.83.     

基于湿热加速老化试验的HTPB固体推进剂寿命预估

借鉴量子力学理论关于电子产品老化反应速率与环境温、湿度的关系,将Eyring和Arrhenius模型相结合,建立了固体推进剂贮存使用寿命的湿热老化模型,并通过试验数据拟合得到具体的经验公式。利用该模型预估出某HTPB固体推剂在室温20℃、相对湿度为50%的贮存寿命,与实际贮存寿命进行了对照。结果表明,采用将温湿因素引入推进剂老化模型的方法,可以使推进剂寿命预测的结果更接近于发动机中推进剂的实际使用寿命。     

固体火箭推进剂贮存使用寿命的累积损伤-反应论模型

通过对常用失效物理模型的分析和总结,提出了固体火箭推进剂贮存使用寿命的累积损伤-反应论模型,并通过算例阐释了这一模型。文中所述的模型可作为变化环境下固体火箭推进剂贮存使用寿命预估的重要理论依据,也可作为固体火箭发动机剩余寿命计算的参考模型。     

固体火箭发动机撞击临界速度及影响因素分析计算

以机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型为基础，结合热粘弹理论和动力有限元法，分析计算发动机结构撞击变形及装药内部热点形成，确定产生高温热点撞击临界速度。分析计算了小型试验发动机撞击临界速度，研究讨论了推进剂力学及理化特性变化对撞击临界速度的影响。