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《飞航导弹》1989,(9)
固体火箭发动机主要由推进剂和推进剂燃烧用的高压容器(即发动机壳体)及喷管组成。现在使用的发功机壳体由铬钼钢等金属制成,这种材料重量大,所以迫切要求减轻重量。本研究以减轻壳体重量为目的,开发了机械性能好的碳纤维增强塑料火箭发动机壳体。考虑了壳体形状、高温、高压等条件,用有限元法进行了应力分析,确定了最佳缠绕层数和缠绕角度。探讨了利用长纤维缠绕法的制造技术,并试制了小型碳纤维增强塑料发动机壳体,装填高能固体推进剂,进行了燃烧试验。燃烧试验证明,试制的碳纤维增强塑料火箭发动机工作良好,发动机壳体的重量比现用金属壳体轻40%,完全可以满足火箭发动机所要求的耐高压、耐高温和燃烧特性。 相似文献
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根据火箭发动机复合材料壳体的缠绕特点,假定壳体是由宏观上一组正交异性单元一层接一层缠绕制成,由此建立了壳体内三维应力场的分布公式。根据Tsai-Wu强度准则,采用单层模量退化的方法,计算获得了火箭发动机复合材料壳体的爆破压力。计算结果与实验结果较一致。 相似文献
3.
为了研究混杂纤维增强复合材料圆柱壳体的振动特性,基于有限元方法,建立混杂纤维增强复合材料圆柱壳体的数值模型。研究纤维混杂比例、边界条件、缠绕角、长径比L/R等参数与混杂纤维增强复合材料圆柱壳体的基频的关系。 相似文献
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一、前言战略导弹和航天飞行器的固体燃料火箭壳体在目前工艺水平下使用的是用轻纤维丝凯夫拉49~R缠绕制成的结构。在压力容器内的凯夫拉49~R纤维应力性能远低于标准的绞合线的抗拉强度。已经用两种方法证明在双轴向负载场内可利用高份量的凯夫拉纤维的极限强度:在纤 相似文献
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《飞航导弹》1990,(9)
目前正对钢带缠绕壳体进行鉴定,它为哈姆和其他导弹系统提供惰性弹(IM)壳体,满足海军的试验要求。对目前使用的壳体进行了改进,其中段用钢带呈螺旋状缠绕。对试验段和装填了哈姆导弹装药的钢带缠绕壳体进行了IM试验。其设计参数使得该壳体的实际工作能力和性能水平与目前哈姆导弹使用的整体钢结构壳体的基本一致。这一改进方案的成功证明,可以对响尾蛇导弹,先进空空导弹以及许多其他导弹系统进行类似的改进。目前,一共生产了15个钢带缠绕壳体,包括11个论证试验用壳体和4个试飞用壳体。已对其中5个成功地进行了各种试验(包括水压爆破试验,结构试验,气动加热和惰性跌落试验)。8个壳体已经装药或准备装药以供将来装药试验和IM试验用。装填的推进剂包括在纸板中(card board)的点火器火药和装在钢带缠绕壳体里的发动机装药,它们在美国海军武器中心成功地进行了试验。在缓慢自燃和快速自燃条件下,对装药进行了鉴定。由于4台论证型发动机的衬层/绝热层脱粘,推迟了哈姆导弹发动机的IM论证试验。这些发动机将用于今后壳体再生工艺的评估鉴定。在进行静力试验后,对哈姆导弹发动机进行多次IM试验和环境试验。其试验结果将用于鉴定哈姆导弹推进系统的惰性弹设计方案。 相似文献
6.
概述许多种材料已经用来设计多级固体火箭的部件。起初,固体火箭都是一级系统,除固体推进剂外,其中做为主要部件的火箭发动机壳体和喷管都是用钢制造的。在近30年里,发动机壳体本身已经历了由钢、铝、钛、纤维缠绕金属到纤维缠绕复合材料的发展。本文回顾了不同火箭发动机壳体和喷管材料的发展以及这些材料是如何改变固体火箭发动机设计的。设计准则自固体火箭发动机发展开始,其基本功用从未变过。固体火箭发动机做为薄壁压力容器包容着隔热层和固体推进剂。用于壳体设计的材料类型要满足壳体所承受的载荷量、燃烧推进剂产生的内部压力、惯量和空气动力载荷的要求。早期,对于其它设计变量相等,重量与面 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1986,(9)
空军计划把莫顿·锡奥科尔生产的纤维缠绕的固体火箭发动机壳体安装到范登堡航天飞机综合发射基地上。准备首次使用的这种发动机壳体和对接的钢壳体具有同样的结构,后者有高强度钢柄脚和用177个插销固定的U形夹机构。在U形夹的机加工槽中增 相似文献
9.
分析并建立了一种复合材料回旋结构(SRM-固体火箭发动机)的可靠性的计算方法。采用等参数壳体单元分析了纤维缠绕结构,并用蒙特卡罗随机有限元法对其进行应力分析,然后利用Tsai-Hill失效判据进行强度校核。在蒙特卡罗抽样中引入了β球法加以改进,缩小了抽样范围。因此,可使计算时间大为缩短,效率大为提高。 相似文献
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试制了长纤维碳/环氧树脂复合材料发动机,通过耐压试验、燃烧试验、枪击试验和快速加热试验。评价了发动机壳体性能及其钝感特性。 相似文献
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为研究双脉冲发动机无控火箭弹的外弹道特性和不同能量分配对其特性的影响,以双脉冲发动机的无控
火箭弹为背景,在常规固体火箭发动机外弹道特性的基础上,编制采用双脉冲发动机的无控火箭弹的外弹道计算程
序,根据相关参数计算其射程、高度等,对其外弹道特性进行分析;从脉冲间隔时间、装药比、推力比等方面分析
不同能量分配条件下的外弹道特性。结果表明:双脉冲发动机的无控火箭弹在射程上能得到提高,应选择合理的脉
冲间隔时间,装药比大、推力比小的能量分配方案。 相似文献
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固体火箭发动机一维两相内弹道研究 总被引:1,自引:2,他引:1
针对目前工程上所采用的固体火箭发动机内弹道模型过于简单(如零维模型、单一气相模型等)和两相内弹道模型难以统一的问题,构造了适用于固体火箭发动机复杂装药条件下统一的一维两相内弹道计算模型,推导了不同类型边界条件、收敛准则、凝相质量等物理模型,采用理论方法计算凝相粒子直径的变化.利用上述模型对某远程火箭发动机进行了内弹道计算与分析,计算结果与实验数据吻合良好,表明该两相内弹道模型可以有效地降低纯气相模型引起的理论与实际之间的模型偏差,有利于提高固体推进剂火箭发动机内弹道的预示精度. 相似文献
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对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析,比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响,结果表明:发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大,燃烧室压力和温度变化不明显;引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数;引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例;引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当,均略小于引流通道喉部面积所占比例;引流造成主动量推力下降幅度明显。 相似文献
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基于FTA的某发动机点火延迟分析 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了基于故障树分析法(FTA)进行的某固体火箭发动机低温下点火延迟故障的分析过程。通过对发动机故障试验曲线的分析,得出了点火发动机点火延迟造成主发动机点火延迟的结果,列出了点火发动机点火延迟的故障树,并通过分析及试验对故障树所列因素进行了排查,找到了有可能引起该故障的原因,提出改进措施,改进后的点火发动机能满足使用要求。 相似文献