固体火箭发动机药柱概率贮存寿命预估

基于粘弹性随机有限元法和固体推进剂高温加速老化试验,提出了固体火箭发动机（SRM）药柱概率贮存寿命预估模型。对老化试验数据进行统计分析得到了固体推进剂性能参数数字特征随贮存时间的变化规律,采用三维粘弹性响应面随机有限元法（SFEM）计算了药柱结构响应的均值和标准差,分析了某SRM药柱在不同贮存期的结构可靠度,并对其进行了概率贮存寿命预估。所提方法可为固体发动机研制和使用部门提供参考。     

随机载荷下固体发动机药柱粘弹动力响应

固体火箭发动机药柱在长期贮存过程中,由于随机载荷的作用会引起其力学性能的变化,直接危及发动机工作的可靠性.基于固体推进剂药柱的粘弹行为分析,利用有限元分析软件对随机温度载荷下发动机药柱的粘弹动力响应进行了数值模拟,得到了一年当中发动机内部各计算节点等效应力和等效应变的变化规律.     

超期贮存固体火箭发动机药柱力学性能试验研究

固体火箭发动机药柱在生产、贮存、运输和使用过程中，将承受各种复杂的载荷。为保证固体火箭发动机点火和飞行的安全可靠性，要求药柱必须具有良好的力学性能：文市解剖了三台某型超期贮存战术导弹助推器的固体火箭发动机，对其药柱进行力学性能试验，根据试验数据对药柱进行结构完整性分析，判断药柱在受力过程中是否会产生破坏或不能允许的变形量，为正确评估该型发动机服役寿命提供参考。     

不同贮存期固体火箭发动机装药或药柱断裂韧性试验研究

[摘要] 参考金属材料断裂韧性的测试方法,对不同贮存年限的某型固体火箭发动机药柱的断裂韧性凡进行了测试．对试验结果进行比较分析,探讨了不同贮存年限推进剂断裂韧性的变化及规律．     

基于MC-RSM的固体发动机药柱可靠性分析

随着人们对随机变量认识的深入和计算能力的提高,已形成了用于处理随机变量的结构可靠度设计与分析的方法与标准。针对固体火箭发动机药柱材料性能、载荷环境、几何尺寸等参数不确定性的影响,提出一种结合蒙特卡罗与响应面法计算随机载荷下固体发动机药柱可靠性的方法。通过建立固体发动机推进剂药柱的极限状态方程,采用响应平面法和蒙特卡洛模拟随机载荷和固体推进剂药柱初始强度来获取推进剂药柱的可靠度。该方法能有效地计算贮存、飞行等环境条件下固体推进剂药柱的结构可靠性。     

HTPB推进剂药柱在变温环境下的累积损伤分析

为研究变温环境对固体火箭发动机的影响,基于热粘弹性模型和累积损伤模型,对某HTPB推进剂药柱在变温环境下的应力响应和累积损伤进行了分析计算。结果表明,药柱损伤随着环境严酷度的增大而增大,温度冲击环境比温度循环对药柱产生的损伤要大。在温度冲击环境下,温度范围、推进剂材料参数对药柱的损伤有较大的影响,平衡模量和膨胀系数的影响有相同的趋势。研究结果可为固体火箭发动机的贮存和使用寿命预估提供技术支持。     

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正@sun_r1se:固体火箭发动机是什么?指的是燃料为固体还是其它方面?答:固体火箭发动机(solid propellantrocket engine)全称"固体推进剂火箭发动机"。使用固体推进剂的化学火箭发动机。一般由燃烧室、药柱、喷管和点火装置组成。燃烧室通常是导弹结构的一部分。药柱由点火装置点燃,在燃烧室中燃烧,化     

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.     

基于加速老化与三维粘弹性有限元分析的固体导弹发动机寿命预估

为了预估固体导弹发动机的贮存寿命,通过推进剂加速老化试验,得到该推进剂延伸率随贮存时间的变化规律;应用三维粘弹性有限元分析方法,对发动机贮存一定时间后直接点火发射过程进行数值仿真,从中得到药柱在点火增压和轴向过载联合作用下最大Von Mises应变随贮存时间的变化规律;将推进剂的延伸率与推进剂药柱最大Von Mises应变进行对比,利用结构完整性评估准则,得到发动机的贮存寿命。该方法可为固体导弹发动机的设计和使用提供参考。     

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%.     

固体火箭发动机比冲估算及界面程序实现

依据某推进剂热力计算结果和基于FLUENT软件平台的固体火箭发动机燃烧室和喷管两相流流场仿真得到的相关参数,根据比冲计算的相关理论,利用MATLAB图形用户界面(Graphical User Interface,GUI)软件编制了发动机比冲预估算程序,利用该程序对某型号固体火箭发动机的比冲进行了预估。预估结果与实验值对比表明,该程序可以对发动机比冲进行较准确和快速的估算。     

固体推进剂药柱综合寿命评估方法研究

对典型的固体推进剂寿命评估方法进行了论述,并建立了以力学性能为主、弹道性能为辅的综合寿命评估方法．该方法主要对推进剂药柱进行了结构完整性分析,并利用时温等效原理,考虑了应力应变受时间、温度的影响,引入Smith粘弹模型,建立了应力应变失效的准则;同时还将断裂理论推广到粘弹性材料,得到了推进剂药柱裂纹和脱粘的失效准则,为药柱的寿命评估提供了新思路．     

喷射成型高强度铝合金在固体火箭发动机上的应用

将喷射成型高性能铝合金,用于固体火箭发动机的结构材料.计算与试验结果表明,喷射成型铝合金的室温比强度高于传统铝合金、钢,在试验所选定的部件上替代传统材料,用于固体火箭发动机的构件,通过了各种性能检测,减重55%~69%,表明喷射成型高性能铝合金在固体火箭发动机上应用前景广阔.     

铝粉含量对火箭发动机推力影响研究

建立了固体火箭发动机喷管的气固两相流计算模型,对不同铝粉含量的复合固体推进剂的燃气在喷管中的两相流动进行了数值模拟。研究了推进剂中铝粉含量对发动机推力性能的影响规律;通过对速度场和压力场分析并结合推力基本计算公式得出发动机推力变化趋势,结果表明：在其他成分不变的情况下,随着单位质量复合推进剂中铝粉含量的增加,燃气流动速度降低、压力升高,火箭发动机的推力呈现先增大后减小的变化趋势。     

战术地地导弹弹道/固体火箭发动机一体化设计与仿真研究

给出近程战述地地导弹弹道／固体火箭发动机一体化优化设计的数学模型、设计方法与数值优化算法等。并针对某地地导弹，作了大量的弹道仿真，得到了弹道与发动机的最优匹配，使起飞总重明显下降。     

模数对药柱热应力的影响

为获得药柱模数对发动机结构完整性的影响,针对某一典型火箭发动机常用的圆孔药柱和星孔药柱,建立温度冲击下的计算模型,基于推进剂材料的粘弹性本构关系,结合热流变简单材料的特性,对不同模数的圆孔药柱和星孔药柱受温度载荷的情况进行了数值计算,得到温度冲击载荷作用下药柱的实时温度场及应力、应变特性,分析了不同时刻药柱内不同位置处应力、应变特性,应力、应变随时间的变化规律及最大应力、应变随模数的变化关系.分析结果表明圆孔药柱和星孔药柱内的最大应力值都随模数呈指数形式增长,危险点分别在药柱内壁处和星尖圆弧过渡处,药柱内的应力变化速度均大于应变变化速度.