火箭发动机壳体缠绕过程中纤维张力控制系统的研究

分析了发动机壳体纤维缠绕过程中张力变化规律及影响因素,并给出了大张力计算机控制的程序框图、控制原理及实现方法。该控制方法还可用于天然气气瓶、航天航空和核工业等行业的纤维缠绕张力的控制,具有广泛的适应性。     

固体火箭发动机壳体的随机有限元分析

利用二阶矩法推导出圆柱壳和椭球壳基于弹性失效设计准则的中径公式的可靠度指标计算公式,并将其应用于某型号固体火箭发动机壳体的算例中.同时,利用Ansys软件建立该固体火箭发动机壳体有限元模型,在确定性有限元分析的基础上,对其进行随机有限元分析,求出结构的可靠度.分析表明,以材料的力学性能参数、壳体的几何参数为随机变量的固体火箭发动机壳体的可靠性设计是科学和必要的.最后,对输出的功能函数进行灵敏度分析,为结构参数的优化设计提供参考.     

固体火箭发动机喷管材料烧蚀仿真及分析

针对固体火箭发动机喷管材料烧蚀问题,分析并比较了碳基材料喷管和钨材料喷管的烧蚀率。通过计算两种喷管材料的热化学反应速率,得到了对应的烧蚀率和热流密度分布特性,并分析了燃烧室压强和温度对喷管烧蚀的影响。结果表明：碳基材料喷管与钨材料喷管的烧蚀分布规律相同,但钨材料喷管的整体烧蚀率更小;燃烧室压强和温度均会提高喷管的烧蚀率。综合考虑材料成本和固体火箭发动机整机重量因素,选用钨材料喉衬可以明显减小喷管关键位置的烧蚀量。     

纤维缠绕筒形压力容器动态仿真

介绍了基于OpenGL缠绕仿真的基本思路，并模拟纤维缠绕（FW)成型过程．实现了纤维缠绕筒形压力容器的动态仿真。仿真程序能直观发现设计中的问题，从而缩短设计周期，减少设计成本。     

固体火箭发动机点火压力研究

针对某试验用固体火箭发动机,研究在点火过程中产生的冲击载荷对单孔药柱内孔通道及环形通道内压力变化的影响。采用PVC塑料代替硬质改性双基推进剂、单根单孔管装药和自由装填发动机进行试验,通过改变点火药量,对得到的数据进行对比。试验结果,表明点火药量越大,药柱内外壁所受压差也越大,且压差的振荡也越明显;在点火药量相同的情况下,药柱距离点火具越近的部分所受的压差变化越大。     

固体火箭发动机药柱几何燃面退移仿真及程序实现

介绍了固体火箭发动机装药几何燃烧的一种仿真方法,应用3DStudio MAX造型,通过软件将3D文件转成C++程序语句导入OpenGL,使用OpenGL应用程序编程计算,可以模拟出燃面推移过程,得到模型分析数据计算出药柱的几何质量特性,给出了方法的基本原理和程序的说明,并给出了算例。     

纤维缠绕简形压力容器动态仿真

介绍了基于OpenGL缠绕仿真的基本思路,并模拟纤维缠绕(FW)成型过程,实现了纤维缠绕筒形压力容器的动态仿真.仿真程序能直观发现设计中的问题,从而缩短设计周期,减少设计成本.     

基于虚拟仪器技术的固体火箭发动机测试系统

虚拟仪器是计算机技术在仪器仪表领域中应用所形成的一种新型的、富有生命力的仪器种类，广泛应用于航空航天，工业自动化等领域。在介绍了虚拟仪器开发平台LabVIEW的基础上，详细讨论了虚拟仪器在固体火箭发动机测试系统上的应用。并阐述了虚拟仪器在测控等仪器测试领域中应用前景。     

基于Open GL的纤维缠绕三维动态仿真

对纤维缠绕的芯模线型进行了分析,介绍了在Visual C＋＋6.0的环境中用OpenGL实现三维运动仿真,可以直观地模拟出实际的缠绕过程,从而及时发现设计中存在的不足和缺陷,最大限度地将问题解决在设计阶段,降低研制成本.     

固体火箭发动机抗烧蚀防热涂层的研究

直径及开口都较大的固体火箭发动机燃烧室大都采用橡胶基绝热层,但是,对于长细比大,或者是开口较小的客体,采用橡胶基绝热层在工艺上难以实现.为了寻找同时具备隔热效果良好,且针对小口径壳体工艺可行性高的内防热材料,我们开展了以环氧树脂、橡胶为基体,云母粉等耐高温无机填料组成的防热材料.通过试件测试及产品验证,证明该防热涂层也是固发燃烧室一种较为适宜的烧蚀防热材料,它不受被保护产品的几何形状限制,烧蚀率较小.     

基于烧蚀理论的固体火箭发动机热结构传热数值模拟

应用高级传热分析模块MARC-ATAS,以固体火箭发动机喷管喉衬热结构为研究对象,基于表面能量平衡理论,采用流线模型,在热传导、对流和辐射基础上,考虑C/酚醛复合材料的气化、热解和碳化、喉衬表面的三氧化二铝粒子冲击传热影响,数值模拟了喷管喉衬的瞬态烧蚀传热过程,获得了50 s内喷管喉衬温度、烧蚀量、碳化分数和密度的变化规律：其中对于喉衬结构,烧蚀率较小可采用网格松弛法,对于烧蚀率较大的热结构传热计算,可采用网格消除法;建立的固体火箭发动机热防护结构数值模拟方法在固体火箭发动机工程研制中具有指导意义.     

固体火箭发动机退役处理方法及技术方式探讨

固体火箭发动机相较体发动机而言,其自身结构相对简单,推进剂密度较高且便于储存,具备操作简便的优势,然而,受限于"比冲"较小,固体火箭发动机的比冲大约在300s左右,工作时间相对较短,受到加速度大的影响推力也得不到良好的控制,再加上反复启动比较困难,因此不适于载人飞行使用。本文侧重于结合固体火箭发动机的退役处理发展趋势以及主要方法进行分析,希望为相关人员提供参考。     

固体火箭发动机气密性自动化检测技术与应用研究

固体火箭发动机气密性检测是判断发动机密封性能的重要检测方法。现阶段,自动化气密检测技术的研究及应用受到人们的广泛关注。针对发动机气密性检测人工依赖性强、效率低、不利于产品规模化生产的短板,开展了固体火箭发动机气密性自动化检测技术及应用研究。依据固体火箭发动机气密性检测通用化要求,研究了发动机气密性自动化检测技术实施的系统组成及集成,优化了发动机气密性检测工艺流程,构建了一套多通道自动化气密性检测系统,通过各类传感器、电气系统、PLC控制系统等设计和运用,实现发动机气密性检测过程中工艺参数的自动控制、测试参数的自动采集等功能,通过单通道、多通道测试验证,系统可靠且测试结果满足工艺要求,经工程应用可满足多通道多发产品同时或错峰气密性自动化检测需求。与传统的人工调节气检配气台进行单发发动机气密性检测工艺方法相比,多通道发动机气密性自动化检测工艺方法可实现发动机气密试验自动化检测技术的工程应用,可大幅提高固体火箭发动机总装效率和气密检测质量。     

圆环曲面纤维缠绕线型的设计与仿真

提出了一种圆环曲面纤维缠绕线型的设计方法.采用了双丝嘴测地线的纤维缠绕设计方法进行纤维缠绕,基于微分几何曲面理论建立了圆环曲面的测地线方程,采用了龙贝格(Romberg)算法求解,实现了圆环曲面纤维缠绕的系统仿真.仿真结果表明,该纤维缠绕线型设计方案精确可靠,满足纤维缠绕的基本要求,具有重要的实际生产应用价值,并为圆环曲面缠绕的应用奠定了理论基础.     

固体火箭发动机夹具力矩计算方法的研究

固体火箭发动机在进行径向振动试验时,通常通过上、下弧座固定在振动台面上,若对弧座连接螺栓预紧力的施加不合理,则会对发动机造成不同程度的损伤。从固体火箭发动机安装弧座连接螺栓的预紧力开始分析,研究了一种螺栓最大拧紧力矩、最小拧紧力矩的计算方法,提出推荐拧紧力矩,并通过某型号固体火箭发动机振动试验实例验证了该方法的可行性。为固体火箭发动机径向振动试验提供了一种可参考的螺栓拧紧力矩确定方法,且对于今后的发动机径向夹具设计具有重要的指导意义。     

纤维缠绕复合材料壳体的应力与变形分析

考虑到纤维缠绕壳体及其连接处的特点,采用非线性有限元法对壳体压力容器的应力及变形进行分析。在计算过程中,采用了一种适用于大型复合材料结构的复合材料单元,实现在不降低精度的情况下,尽量减少单元划分数量,并将计算结果与传统的网格理论、复合理论进行比较,得到了比较满意的结果,为纤维缠绕壳体的局部应力分析和结构设计提供了一种切实可行的计算方法。     

固体火箭发动机离心过载试验装置主机结构设计

离心过载试验装置可在地面重复再现火箭发动机飞行过程的高过载环境,通过对发动机试验状态进行控制和监测,可为高过载发动机流场及热结构研究提供实时数据。为模拟发动机点火飞行受力工况,试验装置不仅须承载发动机点火产生的巨大冲击振动,还要为发动机提供安装和姿态调整平台。为此,对试验装置采用分层布局,除转臂外,其余各系统布置于地下空间,转臂上的元器件进行了防护,以防发动机点火产生的高温和高温物质对其损伤。转臂采用箱型焊接不等臂结构和较高的安全裕度,通过优化设计,降低了转动惯量。为实现各型发动机安装和姿态调整,在转臂上开发了无级角度调整旋转舱。传动系统作为转臂的支承和传力结构,采用大轴径和大锥度增强系统承载能力,并通过预埋件与土建基础固连,提高主机抗倾覆力能力。驱动系统采用同步电机直接驱动,以提高试验装置快加速和变过载加载能力。最后,对主机结构进行了力学分析和振动测试,结果表明,设计结构可保证试验装置稳定运行。     

固体火箭发动机药柱整形装备机电耦联动力学建模与计算

机电耦联系统动力学系统是典型的多输入、多输出、非线性、强耦合、不确定性系统.机电耦联系统动力学的建模与计算对于深入研究机电一体化装备整机动力学性能,改善控制精度等方面具有重要意义.据此,针对固体火箭药柱整形装备主轴部件2自由度机电耦联系统,运用Park变换推导该系统基于伺服电动机dq0坐标系的拉格朗日-麦克斯韦方程,建立包括机构、伺服电动机和控制器的系统微分方程组.该机电耦联动力学建模方法不需测量电动机的磁路尺寸,只要测量电动机dq0坐标系绕组电感和永磁体磁链的幅值就可直接列出微分方程,推导简洁高效,便于应用.动力学微分方程求解采用稳定性较好、数值精度较高的Hamming方法实现方程组高效的求解.仿真结果证明动力学微分方程推导正确,求解高效.     

固体火箭冲压发动机试验测控的虚拟仪器实现

在深入分析固体火箭冲压发动机试验参数特点及进气模拟对控制系统要求的基础上,提出发动机温度、压力、流量及推力测量和进气模拟的虚拟仪器实现方案。利用LabVIEW测量与自动化软件开发平台,开发了适用固体火箭冲压发动机试验推力、压力、流量和温度测量的数据采集软件。基于PID控制器开发了温度、压力调节控制软件,能根据试验要求自动地调节空气和燃油的流量,实现进气温度、压力模拟和试验过程控制。     

固体火箭包覆层脱粘调制红外热波检测法的数值模拟

调制红外热波无损检测是一种可以检测材料内部缺陷的先进技术,在固体火箭发动机包覆层脱粘的诊断中有一定的应用前景.以有限元法对固体火箭发动机包覆层脱粘的调制红外热波检测法进行数值模拟,研究加热条件和结构对可检测性的影响.得出可检信息参数(表面过余温度幅值、相位和相位差)随热波激励条件(调制频率、热流强度)和结构参数(材料、...