大长径比壳体芯模防裂技术

对大长径比壳体芯模产生裂纹的原因进行了研究,制定了消除裂纹的措施,取得了良好的效果,主要结论如下:芯模骨架采用桁架式结构,零部件采用空心、加筋结构、选用轻质材料,有利于降低芯模重量,提高芯模骨架整体刚性;芯模表层采用改性石膏,抵御变形能力增强,不易出现裂纹。     

大型固体火箭发动机壳体研制又获新进展

大型固体火箭发动机壳体研制又获新进展长征系列运载火箭在圆满完成澳星发射任务之后，我国在国际卫星发射市场上的声望进一步提高，必然会拿到越来越多的发射卫星订单。１９９１年将利用长二捆发射亚星二号卫星和艾科斯达卫星。与澳星发射不同的是，这两颗卫星的上面级发...     

固体火箭发动机壳体用环氧树脂基体的研究进展

本文提出了固体火箭发动机壳体用树脂基体的选择原则 ,并分别阐明了增韧和耐高温环氧树脂基体的研究成果及动态 ,为今后相关方面的研究指明了方向     

碳纤维／环氧固体火箭发动机壳体补强现状

论述了碳纤维缠绕固体火箭发动机壳体的主要特点,碳纤维／环氧树脂复合材料壳体在实际应用中,影响壳体内压性能的因素,介绍了当前在碳纤维／环氧树脂复合材料壳体补强方面的主要工作和不足之处,并指出今后工作的主要努力方向。     

使固体推进剂火箭发动机的壳体绝热的方法

本方法可以制造出EPDM火箭发动机绝热体,其中碳纤维分散和固定在EPDM聚合物基质中,但是不会过分地断裂或破碎,即破裂成小的碎片,当遇到为了均匀地或其它方式地分布或分散碳纤维于EPDM聚合物基质中所需要的剪切程度时。该方法基本上无溶剂,和经过分布／减少剪切的混合方法将脆性碳纤维没有过度损害地分布到橡胶基质中来进行。根据一个实施方案,至少大约50％的被引入混合装置中的弹性体组合物是具有足够低分子量和高二烯烃含量的液体EPDM三元共聚物,     

使固体推进剂火箭发动机的壳体绝热的方法

本方法可以制造EPDM火箭发动机绝热体，其中碳纤维分散和固定在EPDM聚合物基质中，但是不会过分地断裂或破碎，即破裂成小的碎片，当遇到为了均匀地或其它方式地分布或分散碳纤维于EPDM聚合物基质中所需要的剪切程度时。该方法基本上无溶剂，和经过分布／减少剪切的混合方未能将脆性碳纤维没有过度损害地分布到橡胶基质中来进行。根据一个实施方案，至少大约50％的被引入混合装置中的弹性体组合物是具有足够低分子量和高二烯烃含量的液体EPDM三元共聚物，以使碳纤维分散在EPDM中但没有纤维的显著破碎。根     

某固体火箭发动机壳体准备过程中防锈试验研究

本文介绍了某型号固体火箭发动机在壳体准备过程中出现壳体裸露金属表面生锈的问题。通过试验,选择了合适的防锈剂种类,确定了该防锈剂组份的最佳配比,并详细地研究了该防锈剂防锈性能。结果表明,最佳防锈剂配方为:按质量比(聚苯乙烯:乙酸乙酯=9:91)配制的甲液静止放置一段时间后,加入一定质量的粘接剂C均匀混合。将该防锈剂刷涂到燃烧室壳体外表面上,可以有效地防止壳体外表面生锈。     

挠度对大长径比复合材料壳体缠绕成型质量影响研究

大长径比复合材料缠绕成型壳体在成型过程中会产生挠度。本文针对挠度对壳体的缠绕线型、缠绕张力和固化残余应力的影响开展研究。通过解析计算和数值仿真建立大长径比复合材料壳体几何模型和有限元模型。分别采用测地线缠绕方法探究挠度对纤维缠绕线型的影响;采用正轴偏轴应变转换方法探究挠度对纤维缠绕张力的影响;采用CHILE本构模型探究挠度对纤维缠绕固化残余应力的影响。通过对大长径比复合材料壳体的仿真分析发现,挠度对纤维缠绕线型影响较小,挠度对纤维缠绕张力有一定的影响,张力随着壳体挠度位移值的增大而增大,挠度对纤维缠绕固化残余应力有一定的影响,且在壳体周向规律分布。     

检验压力对纤维缠绕固体火箭发动机壳体强度的影响

前言目前,固体火箭发动机壳体在装药前要进行压力检验,检验压力的水平一般为使用压力,安全系数按1.3—1.5考虑,对壳体来说,检验荷载达到极限荷载的77%—67%理论分析和试验都证明,由于纤维与基体模量差异很大,造成应变集中,纤维增强热固性塑料在低应力下(极限强度的10%)基体会发生开裂.(1)基体开裂的壳体在贮存期间易受温湿的影响,强度和安金系数下降的幅度视环境条     

固体火箭发动机壳体为绝热层背面温度的简单计算方法

为了保证固体火箭发动机壳体在发动机工作期间不致被烧穿,必须对壳体采取热防护措施。在壳体内壁敷设绝热层是目前广为采用的一种热防护措施。绝热层材料大致可分两大类:第一类是以弹性体(丁晴橡胶、丁羟橡胶、丁苯橡胶、聚硫橡胶、三元乙丙橡胶、     

小型固体火箭发动机尾部点火设计与实验

根据固体火箭发动机点火器设计经验,选用赛璐珞为点火器盒体材料、黑火药为点火药,并以点火压强作为发动机装药可靠点燃的判据。采用头部点火设计经验公式对端面一侧面燃烧、尾部点火的小型固体火箭发动机点火药量进行了初步估算。为获得点火器的点火压强、点火延迟时间等性能参数,设计、加工了模拟发动机尾部点火空间的试验容器,研究了电点火头、电点火管点火方案在不同条件下的试验情况。结果表明,虽然点火药量相同,但两种点火方案的点火压强、点火延迟时间、喷管堵片的打开方式却存在较大差异,基于发动机可靠性、维修性考虑,将电发火管点火方案作为优选方案,并通过发动机点火试验的成功考核。     

复合材料于空间固体火箭发动机

本文介绍了我国近几年来多次发射成功的国产地球同步通信广播卫星、气象一量 远地点固体火箭发动机及近地点固体火箭发动机所用的各种复合部件的研制、试验和使用情况。所用的复合材料包括高强度纤维缠绕成型的燃烧室壳体、高性能碳／碳昨合材料制造的喷管喉部镶嵌内衬（喉衬），耐烧蚀橡胶基柔性内绝热层，模压与布带缠绕的刚怀喷管隔热件等，重点介绍了壳体和喷管材料。     

复合材料应用于空间固体火箭发动机

本文介绍了我国近几年来多次发射成功的国产地球同步通信广播卫星、气象卫星的远地点固体火箭发动机及近地点固体火箭发动机所用的各种复合材料部件的研制、试验和使用情况。所用的复合材料包括高强度纤维缠绕成型的燃烧室壳体、高性能碳/碳复合材料制造的喷管喉部镶嵌内衬(喉衬)、耐烧蚀橡胶基柔性内绝热层、模压与布带缠绕的刚性喷管隔热件等.重点介绍壳体和喷管材料。 对有关材料的成型工艺、制品性能、使用效果作了叙述.并评述了这些复合材料的发展趋势。     

固体火箭发动机激光点火装置研究

阐述了激光点火装置的组成、工作原理及试验结果,给出了激光点火装置达到的主要性能指标。     

玻璃钢固体燃料火箭发动机燃烧室

一、前言 火箭发动机是火箭武器的动力装置。它是一个独立的动力系统,是应用直接反作用原理产生推力的部件,是火药化学能转变为热能,热能又转换为动能的能量转换装置。因此,要求火箭发动机的工作绝对可靠。无论是固体燃料或液体燃料的火箭发动机,其燃烧室均处在高温、高压的恶劣条件下工作,要在低温及温度周期性变化的气候中贮存。根据飞行器设计原理,要求制造燃烧室的材料比重小,强度大,以适应减轻结构重量。为改善燃烧室在恶劣的条件下工作,通常都选用合金结构钢,如锰     

固体火箭发动机复合壳体胶接质量的自动化超声C扫描检测

为解决采用人工手动超声A扫描检测某型号固体火箭发动机燃烧室壳体与绝热层胶接质量时,检测结果追溯性差、检测波形无法实时保存等问题,设计并研制了复合壳体胶接质量自动化超声C扫描检测系统;运用该系统实施检测工作,减少了人工操作,提高了检测效率,提升了检测结果的可靠性。     

固体火箭发动机喷管喉衬材料的分段设计

固体火箭发动机在常规兵器中的应用正日益广泛。随着对兵器战术技术性能要求的不断提高(例:射程的增大、飞行速度的加快……),迫使喉衬材料的工作时间越来越长,承受的热、力负荷越来越大。作为喉衬的耐高温材料(大多是脆性材料),在工作中常出现开裂、破碎,引起发动机突然熄火、穿火或爆炸,这成了发动机设计中的关键问题之一。它对兵器使用的可靠性已提出了严峻的挑战。     

固体发动机纤维缠绕壳体的成型工艺设计及试验

采用网格理论对缠绕壳体进行了工艺参数的设计计算,计算出缠绕工艺参数,结合微机控制缠绕软件编制程序,提出了强度设计、线型控制、变形校核三位一体的设计思想,确定了缠绕工艺设计的内容、计算方法及所需和所应产生的参数结构,对包络线轨迹进行平滑处理,控制缠绕线型,用实验进行壳体筒身段的强度设计和变形(强度)校核,结果表明理论分析与实验结果能够较好地相互吻合,壳体的爆破压强误差较小,其值小于5%.