固体火箭发动机结构健康监/检测技术研究进展

分别从超声波检测、射线检测、激光检测、红外热波检测等方面梳理了固体火箭发动机无损检测技术的研究进展,从环境载荷监测、化学监测、结构响应监测等方面梳理了固体火箭发动机实时监测技术的研究进展,总结了固体火箭发动机结构健康监/检测所面临的无损检测技术问题、传感器技术问题、全寿命周期健康监测系统集成问题,给出了发展趋势,并对未...     

时间反转的固体火箭发动机干耦合超声检测

为解决超声检测过程中不能在固体火箭发动机壳体粘接结构表面涂抹耦合剂的问题,首先构建了一套干耦合超声检测系统,设计了具有特殊结构形式压电振子和传声杆的干耦合探头.然后提出基于时间反转的干耦合超声成像方法,分析干耦合超声时间反转聚焦原理,通过对损伤散射信号的提取、时间反转及二次加载,建立聚焦时刻的瞬态波动图,最后通过对结构微元信号幅值求和乘积两种方式对缺陷进行成像.试验结果表明,该方法能够检测出粘接结构中的脱粘缺陷,基本确定缺陷的形状及位置.     

界面贴合型缺陷的超声红外热波检测与识别

为了实现对复合材料内部界面贴合性缺陷的快速检测和识别,采用超声红外热波方法进行了检测研究.建立了一个含有表面微裂纹、边缘垂直裂纹、分层、脱粘等4种缺陷类型界面贴合型缺陷的复合材料有限元模型,进行了超声热波检测数值仿真.并分别制作了碳纤维增强复合材料分层损伤试件、玻璃纤维复合材料疲劳裂纹试件和T700/BA202环氧树脂基复合材料冲击损伤试件,开展了超声红外热波检测实验和缺陷识别研究.结果表明,超声热波方法适合于复合材料裂纹、分层、冲击损伤等界面贴合型缺陷的快速检测和识别,而对脱粘等非界面贴合型缺陷则无检测效果.微小裂纹(≤0.001 m)可以被检测出,对浅表面(0.001 m深)缺陷的识别精度达95％,且裂纹越长,裂纹面越大越容易被检出,对0.002 m长的裂纹的检测误差为13.88％,与超声C扫方法相比,超声热波方法对冲击损伤大小的识别误差为5.7％.     

固体火箭发动机燃烧过程的图形仿真技术

探索固体火箭发动机燃烧工作过程的图形仿真技术，将药型的几何型体结构分解为基本的宏观特征体素，并且提出了建立数学模型的思路，模型设计过程，设计数据结构的原则，进行了参数化设计的软件系统工作过程及实施结果。     

某固体发动机内表面缺陷检测系统设计

本文在深入研究现有各种物体表面缺陷检测技术的基础上,设计出了一套以数字图像处理技术与模式识别技术为基础,采用内窥镜对固体发动机内型面缺陷进行检查的完整系统。系统由硬杆光学内窥镜、数字CCD摄像机、图像采集卡、内窥镜镜头位置检测、工控机和图像采集处理软件、系统工作软件等组成。     

固体火箭发动机地面点火试验概述

本文简要介绍了固体火箭发动机地面点火试验的目的,对固体发动机地面点火试验类型及其原理、试验设备进行了简要概述,最后,提出了固体火箭发动机地面点火试验发展趋势.     

固体火箭发动机总体设计

固体火箭发动机是非常复杂的系统,在武器系统设计中有举足轻重的作用.发动机性能指标主要通过试验来测试,针对目前发动机测试系统的复杂性及测试数据的可靠性现状,基于数值仿真对固体火箭发动机总体性能进行了分析.采用四阶龙格库塔法对固体火箭发动机进行了装药设计和内弹道计算,利用有限体积法和线性粘弹性理论进行了燃气冲刷初始装药通道仿真计算及装药在低温和承压下结构完整性分析.结果表明:数值计算结果与试验数据较为一致,该分析方法可对新产品研制、论证具有一定参考价值.     

固体火箭发动机推力测试曲线的处理算法优化

当前固体火箭发动机推力测试中人工处理数据误差大,效率低等缺陷.在采用GJB770-2005发动机静止实验法的基础上,组建基于内插式A/D采集卡的PCI总线测试系统,通过分析固体火箭发动机测试的工作时间、采样速率以及精度要求等,提出了一种固体火箭发动机推力曲线自动处理算法.通过仿真实验表明,设计的固体火箭发动机推力测试系统数据处理算法正确可行,解决了推力数据处理中手工作图法效率低、随机性大等缺点,和手工数据处理方法进行对比,其推力各参数测试精度在1.5％以内,且测试稳定性好,实现了固体火箭发动机出厂检验的自动化测试.     

固体火箭发动机喷管喉部瞬态热流的测量技术

改进了美国Nanmac公司的自更新快速响应热电偶,并将改进后的热电偶用于测量固体火箭发动机喷管喉衬内壁面上的瞬态温度和热流密度.测量是在一小型试验发动机上进行的,其喷管喉径为18mm.分别采用黑火药、双基推进剂和复合推进剂进行了点火试验,试验结果表明本文的测量方法是可行的.     

浅谈某型号固体火箭发动机的失效分析

本文从某型号固体火箭发动机的特点和结构入手,对固体火箭发动机瞎火和提前工作两类典型失效事件进行分析,确定造成失效事件的主要原因,确定保证该型号固体火箭发动机的可靠性,降低其失效事件发生概率的有效措施是改进点火装置点火系统及延时系统,改善主装药本身的强度和稳定性.     

面向航程能力的固体火箭发动机方案设计优化

为解决飞行器航程最优为目标的固体火箭发动机方案设计优化问题,在固定规模约束下建立了复杂三维发动机装药、壳体和喷管的几何参数化模型及推力、质量的性能模型,同时,根据助推滑翔飞行器飞行环境严酷、性能要求高等特点,建立了多约束飞行器航程能力评估模型,然后采用改进自适应Legendre-Gauss-Radau伪谱法评估当前发动机方案对应的飞行器最大航程,构建了含约束的混合整数参数优化问题。针对高耗时混合整数参数优化问题,引入Kriging代理模型,对实数型序列近似优化算法进行了调整,加入了整数约束。针对传统全局加点准则收敛速度慢的问题,提出了局部增强策略,并进行了数值验证。仿真结果表明：采用改进自适应伪谱法得到的飞行轨迹满足全部约束要求,相对于初始固体火箭发动机方案,优化后的发动机方案对应的最大航程提升了12.89%,改进算法的优化结果与遗传算法一致,但耗时函数的调用次数仅为后者的2%,且相比于传统序列近似优化算法,该算法具有一定的全局搜索能力,有效改善了收敛速度。