固体火箭发动机矩形粘接试件多角度拉伸过程变形测量与破坏模式

为了研究固体火箭发动机矩形粘接试件多角度拉伸过程的变形特点与破坏模式,按照航天行业标准QJ 2038.1A—2004制作了矩形标准试件,对其分别进行了0°、22.5°、45°、67.5°、90°角度拉伸试验。采用数字图像相关方法对拉伸过程试件变形进行测量,获得了多角度拉伸条件下粘接试件应变场分布;分析45°单角度拉伸条件下粘接试件破坏模式与多角度拉伸过程试件的应变演化规律。研究结果表明：0°拉伸时粘接试件强度最大,90°拉伸时伸长率最大;界面尚未脱粘时粘接试件的应力随外界拉伸应变的增大而线性增大,界面脱粘后应力随拉伸应变的增大而开始下降;界面法向方向的变形更容易导致界面的脱粘;拉伸角度的变化使界面关键位置发生不同程度的变形,造成粘接试件不同的破坏模式。     

固体推进剂矩形粘接试件的多角度拉伸试验

为采用试件模拟固体火箭发动机燃烧室壳体/绝热层/衬层/推进剂粘接系统同时承受拉伸和剪切载荷的受载状态,设计了符合航天行业标准QJ 2038.1A-2004规定的矩形粘接试件的多角度拉伸夹具。实现了对试件的单纯拉伸、单纯剪切以及拉伸、剪切结合的多种载荷状态。随着拉伸角度由0°增至90°,界面失效时刻对应的载荷由1166 N降至420 N,最大主应力由0.945 MPa降至0.461 MPa,上界面最大主应力集中系数由1.1上升至2.7,下界面最大主应力集中系数则变化较小。试验中试件起裂部位与界面最大应力位置的计算结果一致性较好,可为发动机粘接系统结构完整性分析提供参考。     

HTPB推进剂/衬层粘接试件变形破坏过程试验与数值模拟

为得到粘接界面的力学行为和破坏模式,对HTPB推进剂/衬层粘接试件进行了单向拉伸宏观观察试验,获得不同拉伸阶段的变形图片,记录了界面破坏的全过程;使用界面元模型表征推进剂/衬层界面,数值模拟了粘接界面试件在单向拉伸作用下的脱粘过程。结果表明：界面拉伸变形破坏过程表现为裂纹的起裂、扩展和失效;粘接试件的拉伸应力-应变曲线表现出明显的非线性特征;数值计算结果与试验得到的应力-应变曲线及试件宏观变形失效形态一致。为得到粘接界面的力学行为和破坏模式,对HTPB推进剂/衬层粘接试件进行了单向拉伸宏观观察试验,获得不同拉伸阶段的变形图片,记录了界面破坏的全过程;使用界面元模型表征推进剂/衬层界面,数值模拟了粘接界面试件在单向拉伸作用下的脱粘过程。结果表明：界面拉伸变形破坏过程表现为裂纹的起裂、扩展和失效;粘接试件的拉伸应力-应变曲线表现出明显的非线性特征;数值计算结果与试验得到的应力-应变曲线及试件宏观变形失效形态一致。     

埋入传感器对发动机界面粘接性能影响试验研究

针对固体火箭发动机健康监检测中埋入传感器后对发动机界面粘接性能的影响,自制埋入传感器的粘接试件,通过对粘接试件的CT无损探伤与力学性能试验,得到传感器的埋入方法可靠、埋入传感器对发动机界面粘接性能无明显影响;通过对自然贮存粘接试件的力学性能监测试验,得到粘接界面力学变化规律,进而确定埋入式传感器在发动机界面中至少可以稳定工作3个月以上.     

固体火箭发动机粘接界面参数识别与损伤破坏数值模拟

为了研究固体火箭发动机粘接界面的损伤破坏过程,按照QJ2038.1A-2004制作了固体火箭发动机矩形粘接试件,对粘接试件进行了单向拉伸试验,获得了粘接试件的损伤破坏模式。根据粘接试件损伤破坏特点,建立了粘接试件的有限元数值模型,采用基于分步反演与Hooke-Jevees优化算法结合的反演方法,准确地获取了推进剂/衬层/绝热层界面混合模式下双线型内聚力模型的相关参数,将其应用于粘接试件拉伸试验损伤破坏过程的数值模拟中。研究结果表明:粘接试件主要的破坏形式为推进剂/衬层/绝热层界面处的脱粘;提出的反演识别方法能够较好地获取固体火箭发动机的界面相关参数,拉伸速度为2 mm·min^-1时,固体火箭发动机粘接界面的初始模量、最大粘接强度、断裂能分别为0.86 MPa、0.63 MPa、3.13 kJ·m^-2;推进剂/衬层/绝热层界面的损伤导致粘接试件的应力随应变增加的速率减慢,人工脱粘层尖端处界面的起裂,并且沿试件中央扩展,最终贯穿粘接试件是粘接试件主要损伤破坏模式。     

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%.     

基于细观参数的HTPB推进剂粘接界面损伤演化数值模拟

为了研究加载角度对三组元端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂粘接界面细观失效机理的影响,使用微CT对单轴拉伸过程中的粘接界面进行原位扫描与重构,表征其损伤演化过程,然后将细观结构参数与损伤变量引入内聚力模型,得到不同加载角度下粘接界面的细观损伤演化过程。结果表明,粘接界面高氯酸铵（AP）颗粒的初始脱湿主要从靠近界面的弱界面层开始,方向沿界面的剪切分力方向。界面破坏形式与剪切角度有关,合力与界面的角度越小,裂纹越容易扩展至推进剂/衬层界面,反之裂纹扩展更容易发生在AP颗粒间。通过与CT试验结果对比,从失效模式与载荷位移关系验证了计算结果的准确性,揭示了不同加载角度下推进剂粘接界面结构的损伤演化规律。     

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.     

基于SEM原位拉伸的HTPB推进剂/衬层粘接界面破坏过程分析

采用扫描电镜(SEM)原位拉伸试验系统对端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂/衬层粘接界面试件拉伸破坏过程进行了观察,实时采集了界面变形破坏过程的SEM图像,结合粘接界面的宏观应力-应变曲线,分析其在拉伸过程中细观变形破坏机理。结果表明:推进剂/衬层粘接界面拉伸的过程可以分为斜率较大的线性段(应变为0~5%)、斜率较小的线性段(应变为5%~25%)、非线性段(应变为25%~29%)和破坏段(应变为29%~35%)四个阶段,且验证试验所用试件的推进剂/衬层粘接界面分别在应变为25%和30%达到极限应力。研究发现试件内部颗粒的脱湿和基体间的脱粘是导致其力学性能变化及失效的主要原因,同时,可用推进剂相颗粒脱湿尺寸随应变的变化表现粘结界面失效的变化规律:脱湿尺寸随应变线性增大表示粘接界面还未破坏,当脱湿尺寸增大速率减小或不增大时,表示粘接界面已经破坏。     

单向载荷下高层建筑钢结构梁柱屈曲特征研究

为研究单向载荷下高层建筑钢结构梁柱屈曲特征,以Q235钢为材料,选不同悬臂梁、不同长度的钢结构梁柱试件,1#为常规试件,2～8#为骨型试件,通过试验与仿真研究单向载荷下屈曲变化。结果表明：3#试件的屈服极限位移最高,5#试件屈服极限载荷最大,6#试件的延性比、初始刚度最大;试验与仿真模拟的极限载荷分别约为384.56、364.65 kN;6#试件的刚度最好,抗载荷性能最佳;随高厚比提高,试件的屈曲载荷减小。     

装甲车辆防护装甲胶粘挂装技术研究

针对防护装甲采用螺栓紧固、挂架支撑等方式安装在装甲车辆上所产生的防护面积降低、工艺复杂等问题,提出采用胶粘挂装技术安装防护装甲。根据安装结构特点,确定胶粘剂的种类和制备工艺。通过研究胶粘接头不同胶粘层厚度和不同胶粘面积对挂装强度的影响,实现防护装甲胶粘挂装结构的优化设计。通过模拟跑车宽频振动试验、环境极限温度适应性考核试验,验证胶粘挂装技术的可行性和可靠性。试验结果表明：采用双组份聚氨酯胶粘剂,胶粘层厚度为2～3 mm, 多点、小面积施胶,每平方厘米胶粘面积可承载大于3 MPa的剪切力,-50 ℃和70 ℃的极限温度下强度不低于常温条件下的70%,满足动态宽频振动挂装强度要求。     

加热温度对铝-钢复合材料组织和性能的影响

研究了铝-钢复合材料经不同温度加热后组织和性能的变化。结果表明,在350℃以下温度加热复合界面基本上无变化,而在400℃以上温度加热复合界面上有FeAl金属间化合物生成,且化合物层的厚度逐渐增大;界面结合强度随加热温度升高呈下降趋势;350℃以上温度加热后,侧弯曲角度均达不到90°即发生界面开裂;高温拉脱强度在350℃时已降至爆炸态的10％以下。因此铝-钢复合材料的加热温度不要超过350℃,以防止界面化合物的生成,保证铝-钢复合材料的良好性能。     

一种镍基单晶合金在不同温度下的蠕变变形机理

利用螺旋选晶法制备了一种不含Re的低成本镍基单晶合金,研究合金在不同温度下的蠕变变形机理。结果表明:在850℃×441 MPa条件下,合金的蠕变变形主要是大量位错在基体中的滑移和对增强相的切割;在950℃×250 MPa条件下,合金的蠕变变形主要是位错以层错的形式切割γ′相;在1 040℃×137 MPa条件下,合金的蠕变变形比较复杂,既有位错在基体中的滑移,也有位错攀移通过增强相,同时在γ/γ′界面处形成部分位错网。     

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。     

改性双基推进剂的动态断裂实验研究

为研究改性双基推进剂的动态断裂特性,利用直裂缝平台巴西圆盘试件,运用分离式霍普金森压杆系统对推进剂材料进行冲击实验研究。基于一维应力波理论,通过压杆上应变片测定的信号确定试件所受冲击载荷随时间的变化。采用在试件上贴应变片的方法,用记录的最大信号值确定材料的起裂时刻。在验证实验数据有效性的前提下,获得了此种推进剂材料在不同速率下的起裂韧度。结果表明:动态条件下采用应变片测定推进剂材料起裂时刻的方法是可行和有效的;改性双基推进剂材料起裂韧性具有明显的加载率敏感性,起裂韧性随加载率呈线性增长关系。     

碳含量及类型对镁碳耐火材料弹性模量的影响

采用声频法测量经不同热处理温度后镁碳耐火材料的弹性模量,并测量了气孔率以及常温弯曲强度,同时进行了热震实验,用XRD和SEM并辅助EDX分析了试样的物相组成及显微结构的变化,评估碳含量及类型对镁碳耐火材料抗热震性的影响。结果表明：随着石墨含量的降低,材料的弹性模量不断升高;含炭黑试样的弹性模量低于含石墨试样,使其具有更好的热震稳定性。随着热处理温度的升高,气孔率不断升高并导致弹性模量的不断降低;抗氧化剂Al粉与电熔镁砂反应生成的MgAl2O4相使得弹性模量在1 000,1 400 ℃出现稍许增加。     

高温下奥克托今单晶的冲击响应特性

为研究高温下奥克托今（HMX）单晶的冲击响应特性,设计一种能够在平板撞击实验前对炸药单晶加热的装置并利用该装置进行323 K、373 K和423 K初温下HMX单晶平板撞击实验。通过激光速度干涉仪系统（VISAR）获取HMX单晶与窗口界面粒子速度历史曲线,并采用波阻抗匹配原理获得相应弹塑性力学参数。实验结果表明：在约300 m/s撞 击速度下,不同初温单晶与窗口界面粒子速度历史曲线均表现出弹黏塑性双波结构;在较低初温（323 K、373 K）时,Hugoniot弹性极限相差不大,无明显温度相关性,其变形机制无明显变化;在较高初温（423 K）时,Hugoniot弹性极限增大,表现出热硬化效应,其变形机制可能由热激活变为声子阻力控制。     

硼硅玻璃与硅阳极键合机理及其界面微观结构分析

为提高玻璃与硅的阳极键合技术在微电子制造和封装过程中的稳定性,对硼硅玻璃与硅进行了阳极键合试验,通过工艺试验,从固态热力学角度分析键合温度和电压对硅/玻璃键合质量的影响;通过扫描电镜对硅/玻璃键合界面的微观结构进行分析,认为键合温度和界面区的强电场是形成界面过渡层的主要因素,界面过渡层的形成促进了硅/玻璃的永久键合。