固体火箭发动机药柱不可压和近似不可压三维分析
固体火箭发动机随机药柱结构分析参数的灵敏度研究
( . layR pee ti fc rC egu A m v tnD p r e t f eea Sa , hnd 6 03 ,h a 1Mit ersna v Of ef hnd , r yA ii eat n o nrl t C egu 10 5 C i ; ir te i o ao m G f n 2 C lg f eop c n t i nier g N t nl nv f e neT cnl , hnsa 4 07 ,hn ) . o eeo rsaeadMa r E g e n , ai a U i l A ea l n i o .o f s eho g C agh 10 3 C i De o y a
Ab t a t So h si aa trs n i vt fS M r i t cu e w sa ay e a e n v s o lsi tc a t n t lme t s r c : tc a t p r mee e st i o R g an sr t r a n z d b s d o ic ea t so h i f i ee n c i y u l c s ci e
式表达式对药柱结构随机参数灵敏度进行 了分析 。所得结论可为 固体火箭发 动机 工程设计提供参考。
关键 词 : 固体火箭发动机 ; 固体推 进剂 ; 参数灵敏 度 ; 粘弹性随机 有限元
中图分类 号: 4 0 V3 文献标识码 : A 文章编号 :0 62 9 (0 8 0 -0 80 10 - 3 20 ) 1 2 - 7 0 5
(. 1总参陆航部驻成都地 区军事代表室 , 成都 603 ;. 1052 国防科 技大学 航天与材料工程学院 , 长沙 407 ) 103
固体火箭发动机药柱裂纹腔内三维流场瞬态特性分析
启动阶段裂纹腔内的对流燃烧 过程。在 裂纹腔侧壁被点燃前, 裂纹腔内的燃气压力基本呈均匀 分布, 且约等于燃烧室燃气
压力; 在裂纹腔侧壁被点燃 后, 燃气 压力逐渐呈现出上部 低、下部 高的分布, 且腔内平均压力远 高于燃烧室内燃气 压力; 裂
纹腔侧壁开口边缘处的推进剂 首先达到点火温度开始燃烧, 燃面迅速向内推进, 燃气以非常高的速度向外流出裂纹腔。
= n w all
T= n w all
0, ui = w all
0
另外, 还需给定 k和 %一个很小的值。
( 4) 质量进口边界条件
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
当裂纹腔的两个侧面和裂纹缝线的某点达到着火
%k P
-
C %2
%2 k
+
xi
(
!t &%
x%i )
( 5)
由此得出:
#t = C#
k2 %
( 6)
式中
湍流动能产生项 P =
--
2!tSij Sij,
-
Sij =
1 2
(
ui xj
+
uj ); xi
!t =
#t; 模型 系数 C# =
0.
09; C %1 =
1.
44; C%2 =
1. 92; &k = 1. 0; &% = 1. 3。
( 1) 初始条件 以固体火箭发动机点火时刻为裂纹腔流场的计算
起点, 此时裂纹腔内流场的压力、温度为周围大气的压 力和温度, 即 p ( 0, x, y, z ) = 1. 01 ! 105 MP a; T ( 0, x, y, z ) = 298 K; 另外, 速度的 3个分量 ui ( 0, x, y, z )、湍流 动能 k 和湍流能量耗散率 %均赋予一个很小的值, 即
固体火箭发动机药柱三维结构非线性分析
和 日 为
收稿 日期 :060 —5 修 回 日期 :0 60—0 20 .51; 20 -72
维普资讯
82 7
宇 航 学 报
第2 7卷
引入 量 , = J / 2 ( ) J H ( G 1+ ) 和 e 矶分别 是应 力
和应 变球 张量 。
张 建 伟 ,孙 冰
( 京 航 空 航 天 大 学 宇 航学 院 , 北 京 108 ) 北 00 3
摘 要 :非线性 分析是药柱结构分析 中的难 点 , 对其 对结构 分析 的影响 , 于不可 压缩 材料 的粘弹 性本 构 针 基 关系 , 应用完 全拉 格朗 日( .) T L 法的虚功方程 , 综合 考虑药柱 的近似 不可 压缩性 和几何 非线性 , 推导 了三维 粘弹 性 几何非线性有限元增量方程 , 编写 了有 限元程序对 星型药 柱在受压力载荷以及 固化 降温载 荷作 用下的结 构进行 了 分析 , 与线 性计 算的结果进行 了对 比 , 并 结果表明 , 在大载荷作用下 , 非线性 对药 柱结 构分析 的影 响 比较显 著 , 算 计
当用 积分 型粘 弹性 本 构关 系 式 建立 的一 般粘 弹 性有 限元 法进 行 固体 推 进剂 药柱 应 力 、 变 分析 时 , 应 由于 固体 推 进 剂 的 泊 松 比接 近 于 0 5 近 似 于 不 可 .,
压缩 , 得 的位 移 场 会 出 现 很 大 的 误 差 。 H r an 求 e m n r 等 首 先提 出处 理不 可压 缩 和 近似 不 可压 缩 弹性 问
维普资讯
第2 7卷第 5 期
20 年 9月 06
宇 航 学 报
Jun l fA to at s or a o srn ui c
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法火箭发动机的发展可追溯到20世纪20年代,至今已经超过一个世纪了。
当初,火箭发动机主要是由液体火箭发动机构成,其发动机药柱采用流体加压燃料和推进剂,以及用于加热和泵料两种作用的加热剂。
随着固体火箭发动机的出现,其发动机药柱采用固体燃料和推进剂,加热剂可以是固体的也可以是液体的,发动机结构变得更为紧凑,效率更高,维护更加容易。
然而,由于固体燃料和推进剂的烧蚀性明显比液体低,推力的稳定性更高,所以在发动机药柱的高温环境下,压力、温度和流量的变化对发动机性能的影响更为明显。
因此,除了精确模拟固体火箭发动机药柱内部的热流量分布以外,还需要了解发动机药柱热老化结构分析方法,以预测发动机药柱内部的热力学性能及相关技术指标。
固体火箭发动机药柱热老化结构分析是固体火箭发动机研究的一个重要组成部分,是对发动机药柱热老化结构的研究和分析。
它具有以下几个特点:首先,要研究发动机药柱的热老化结构,必须进行结构分析,评估药柱结构的稳定性和强度,以准确预测发动机热老化行为;其次,要进行核心热分析,评估发动机药柱内部温度分布情况,分析药柱表面、中心等位置的温度场,推导发动机药柱的温度和温度变化趋势;第三,要进行水分分析,采用热模型来预测固体火箭药柱的氢气蒸发率,从而分析药柱内部压力场、温度场以及水分分布;第四,要进行热稳定性分析,采用材料学模型分析发动机药柱的热稳定性状况,以预测药柱在高温下的性能变化。
固体火箭发动机药柱热老化结构分析具有很强的可靠性和实用性,可帮助研究者更好地了解发动机药柱的热老化结构和性能。
通过精确分析,可以准确计算出发动机药柱内部温度场、压力场和水分分布等性能指标,为发动机性能设计提供重要的参考依据。
此外,利用热老化结构研究,可以优化固体火箭发动机药柱的开发工作,保障药柱的可靠性和可靠性。
综上所述,固体火箭发动机药柱热老化结构分析是火箭发动机研究的一个重要组成部分,可以全面了解发动机药柱的温度、压力、水分等内部性能指标,为发动机设计和优化提供重要参考。
固体火箭发动机药柱结构完整性及可靠性分析
方法与实验
进行固体火箭发动机可靠性增长试验的方法主要包括实验设计和数据采集。 在实验设计阶段,需要根据初步的有限元分析和蒙特卡洛分析,制定相应的实验 方案,包括实验条件、实验步骤和实验周期等。在数据采集阶段,需要利用各种 传感器和测试设备,实时采集实验过程中的各种数据,如压力、温度、振动等, 以供后续分析使用。
尽管计算机辅助设计技术在固体火箭发动机结构可靠性分析中得到了广泛应 用,但仍存在一些问题和挑战。例如,如何提高数值计算的精度和效率,如何实 现发动机结构的多尺度模拟和分析,以及如何设计出更具有可靠性和安全性的发 动机结构等。因此,未来需要进一步开展相关研究,以推动固体火箭发动机结构 设计技术的发展。
Hale Waihona Puke 1、优化设计:通过优化药柱的设计,提高其可靠性和稳定性。例如,优化 药柱的几何形状、选用高强度材料等措施可以提高药柱的抗疲劳性能和稳定性。
2、提高制造和装配精度:通过提高制造和装配过程中的精度,减少误差, 可以提高药柱的可靠性。例如,采用先进的加工设备和工艺方法,对装配过程进 行严格的质量控制等措施可以降低误差。
3、加强使用和维护:通过正确的使用和维护,可以延长药柱的寿命,提高 其可靠性。例如,定期检查、维护和更换药柱,避免超负荷或不当使用等措施可 以降低药柱故障的风险。
参考内容
本次演示旨在探讨固体火箭发动机结构可靠性的计算机辅助设计研究。首先, 我们将概述固体火箭发动机的基本结构和设计原则,然后介绍计算机辅助设计技 术在发动机结构可靠性分析中的应用,最后讨论未来研究方向和挑战。
谢谢观看
结果与分析
通过对实验数据的分析,可以得出固体火箭发动机在不同工况下的性能表现 和可靠性水平。通过对这些数据的分析和比较,可以评估出固体火箭发动机的薄 弱环节和潜在故障模式,进而针对性地提出可靠性增长方案。此外,通过对实验 结果的分析,还可以进一步优化实验方案,提高实验的效率和准确性。
固体火箭发动机燃烧室过载下的三维应力分析
1 引 言
有限元计算结果与实验结果 ,说明计算模型合理 ;基于
固体火箭发动机在长期贮存 、地面运输 、筒 内弹射 粘弹性本构关系… ,对轴 向和横 向过载作用下发动机
和级间分离时 ,要承受振动和冲击 载荷产生轴 向和横 药柱进行 了应力 、应变分析 ;主要侧 重对可能产生裂纹
向加速度 的作用 ,这是引起 药柱累积损伤破坏 的一个 和脱粘部位的研究 ,给 出了药柱前后端 面和翼槽 等部
模数; 、 为等效时间,且 )=Io 蠢 , 48 816个单元 ,65 182个节点 ;一共得到 了 129 838个 单元 ,172 868个节点。
f『( )=
徊r为时间_温度等效 因子 (移 3.1 材 料性能 参数
(1)药 柱。密 度 为 1.8×10 kg/m ,?白松 比为
关键词 :固体推进剂 火箭发 动机 ;燃烧 室 ;药柱 ;裂 纹 ;粘 弹性 ;过载 ;脱粘 中图分类 号 :V435 .21 文献标识码 :A 文章编号 :1006—2793(2006)034)174-04
Three-dim ensional stress analysis in solid rocket m otor cham ber under overload
.
provide a basis for the structura l integrit y analysis a n d design of solid motor. Key words:solid pr opellant ro c ket engine;chamber;grain;crack;viscoelasticity;overload;disbonded
(西北工业 大学工程力学系 ,西安 710072)
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法近年来,因具有较高的比冲力、短燃烧时间和高温的优点,固体火箭发动机已被广泛应用于航天技术领域。
固体火箭发动机药柱是固体火箭发动机最重要的工作部件,他们负责转换燃料消磨至最小的能量放出,并负责火箭发动机的热性能。
由于固体火箭发动机药柱具有高温、高热负荷和其他恶劣条件,其结构可能会受到因热老化引起的损坏。
为了有效地应对这一问题,提出了一种新的,能够有效分析固体火箭发动机药柱热老化结构的方法。
首先,根据典型的固体火箭发动机药柱结构及使用条件,建立热老化过程的数学模型。
其次,运用动态/静态热流模型来分析固体火箭发动机药柱的热老化结构。
然后,利用数值求解进行温度场和应力场的数值计算,得出温度和应力场的分布情况,并建立损伤模型,测量热老化过程中药柱结构的变形程度。
最后,结合热老化理论,基于固体火箭发动机药柱结构耐受性来确定热老化后结构的使用寿命。
为了验证该方法的有效性,我们通过模拟实验对其进行了验证。
实验结果表明,在分析固体火箭发动机药柱热老化结构时,该方法能够有效地评估其结构变形程度、热老化寿命和承受热负荷。
总之,本文提出的一种新的分析固体火箭发动机药柱热老化结构的方法,能够有效地评估其热老化结构及其耐受性,以及热老化过程中药柱结构的变形程度。
随着固体火箭发动机的发展,本文提出的新方法将为固体火箭发动机研究提供有效的指导。
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法近年来,固体火箭发动机技术发展迅速,被广泛应用于太空探索、运载火箭和洲际弹道导弹等领域。
随着对火箭发动机性能要求的提高,固体火箭发动机药柱必须具有良好的耐热性能才能保证发动机正常运行。
然而,固体火箭发动机药柱热老化过程的分析和预测仍是一个复杂的问题。
因此,探索一种有效的固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法,对提高固体火箭发动机性能具有重要意义。
首先,固体火箭发动机药柱的热老化是一个复杂的过程,它涉及到药柱中不同结构的变化,例如材料性质、结构和温度等。
因此,要有效分析固体火箭发动机药柱热老化过程,就必须了解药柱所处环境以及发动机药柱材料在不同温度下的改变。
其次,要有效分析固体火箭发动机药柱热老化过程,必须建立反映药柱热老化机理的有效模型。
常用的模型有力学模型、化学模型和物理模型等。
例如,力学模型可以有效地揭示药柱的热老化机制,化学模型可以很好地模拟药柱材料在不同环境下的性质改变,物理模型可以准确地预测药柱热老化行为。
此外,要有效分析固体火箭发动机药柱热老化过程,还需要利用相关实验手段。
通过实验,可以掌握药柱的热老化过程,为后续的模型建立提供准确的实验数据。
例如,可通过热性能实验、压缩实验、冲击实验等方法,获取药柱的热老化特性数据。
最后,要有效分析固体火箭发动机药柱热老化过程,必须进行多项结构设计,以使药柱在热老化过程中稳定。
一般来说,药柱结构设计包括夯实芯片、加强结构、减少热量积累和采用耐热材料等几个方面。
此外,可以采用模型试验或计算机模拟等方法,对药柱进行结构优化,最大限度地提高发动机性能。
综上所述,固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法应包括以下几个步骤:首先,要了解药柱所处环境以及发动机药柱材料在不同温度下的改变;其次,建立反映药柱热老化机理的有效模型;再次,利用实验手段获取药柱的热老化特性数据;最后,进行结构设计和结构优化,使药柱热老化稳定,提高发动机性能。
固体推进剂药柱的近似不可压缩粘弹性随机有限元
s r c u e r la i t n t a i t n lt n ft e s ld r c e t rg a n u d ri t r a r s u e tu t r e i b l y a d isv r ai a r d o o i o k t i o e h mo o r i n e n e n l e s r p
不可 压缩 粘 弹 性 随机 有 限元
张 书俊 任 钧 国 吴 志桥
( 防科 技 大 学航 天 与 材料 工 程 学 院 ,长 沙 4 0 7 ) 国 l 0 3
摘要 :采用 Mo t C r ne al 弹 性随机 有 限元 法 ,分 析 了药柱 的结 构 可靠度 。针对 固 体火 箭发 — o粘
赖 于 时 间和 温 度 …。推 进 剂 力 学 性 能 具 有 波 动 性 ,药 柱 的 泊松 比 、松 弛 模 量 等 参 数 服 从 随
机 分 布 规 律 。 统 的 固 体 火 箭 发 动 机 药 柱 分 析 或 设 计 ,都 忽 略 了 药 柱 材 料 力 学 性 能参 数 的 传 分 散 性 , 有 定 量 考 虑 各 项 偏 差 引 起 结 构 可 靠 度 的 变 化 【。 同时 , 推 进 剂 的 泊 松 比接 近 于 没 2 J
1 前言
固体 火 箭 发 动 机 作 为 固体 导 弹 的动 力 装 置 ,其 安 全 性 非 常 重 要 。而 火 箭 发 射 成 功 与 否
收 稿 日 期 : 2 0 —20 ; 修 回 E期 : 2 0 — 12 0 51-1 t 0 60 —3
作 者 简 介 。构力学;(1o3 国防科技大学一院 407)
Z NG h - n R N J ng o w U Z i io HA S uj E u -u u h- a q
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法近年来,随着航空航天技术的不断发展,固体火箭发动机已经成为今天航空航天技术的重要组成部分。
固体火箭发动机的成功运行需要药柱的稳定性,而药柱的稳定性受到热老化的影响,其结构性能是热老化程度的直接反映。
因此,研究固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法变得越来越重要。
固体火箭发动机药柱热老化指的是在空间运行环境中,药柱受到高温、高压、振动等众多因素的共同影响,因而产生的结构失效。
药柱热老化可以分为晶界扩散热老化和金相热老化两种。
在晶界扩散热老化过程中,由于空间环境的持续影响,药柱的晶体结构发生改变,使物理性质发生变化,影响药柱的热稳定性和机械强度。
而在金相热老化过程中,当高温下药柱的相互作用发生变化,金属的晶体结构发生变化,导致药柱表面的化学结构及性质发生改变,影响药柱的热老化程度。
因此,固体火箭发动机药柱热老化结构分析,尤其是金相热老化和晶界扩散热老化的研究已经成为国内外研究者热衷的研究课题之一。
首先,使用扫描电子显微镜(SEM)来分析固体火箭发动机药柱的热老化结构。
由于药柱热老化过程中的微观变形,药柱的结构会发生变化,使药柱表面的显微图像发生变化,反映出不同程度的热老化结构。
通过比较分析,可以准确地评估药柱热老化程度。
其次,使用X射线衍射仪(XRD)分析药柱在热老化过程中晶体结构的变化。
XRD采用X射线能谱仪来研究药柱中特定晶体的结构变化,从而可以提供有关金属晶体结构的详细信息,如晶格参数、晶格缺陷种类和数量等,有助于评估药柱的热老化程度。
此外,还可以使用X光透射电子显微镜(TEM)来研究药柱在热老化过程中的结构变化。
TEM技术可以获得非常详细的结构信息,以反映金属晶体中微观特性的变化,如晶体结构变形、晶界形状及形状等,并可以提供固体火箭发动机药柱热老化结构变化的详细信息。
最后,借助微观分析技术,可以研究固体火箭发动机药柱热老化过程中的晶界扩散机制。
通过使用微观分析技术,可以获得关于温度、压力和时间对固体火箭发动机药柱热老化过程的影响的详细信息,并研究药柱在热老化过程中的结构变化。
固体火箭发动机药柱裂纹腔内三维流场瞬态特性分析
第3 0卷第 1 期
J un lo oi c e e h oo y o r a fS l Ro k tT c n lg d Vo_ 0 No 12 0 l3 . 0 7
固体 火 箭 发 动 机 药 柱 裂 纹 腔 内 三维 流 场 瞬态 特 性 分 析①
d B f r g i o f r e a t r c a i s al g p e s r n c a k c v t p e e t a c l n f T d sr u o o . eo e in t n o e p p l n n t e c a k c vt i e w l , a r s u ei r c a i r s ns b ia y u l I it b t n i h t o o h y d s y s l on i i a d n a l q ast h ti h h mb r at r i i o ft e p o el t g r s u e b c me o n t e u p r p r o a i n n e y e u l o t a n t e c a e ; f g t n o h r p l r e n i n a , a p e s r e o s l w i p a t fc vt a d s h e y
w r a t , n l e g o s o to t e c a k c vt t e y h s p e . a d c vy f al t a f w u f rc a i a r ih s d i i yh s l h y v e
Ke r s s l o k t tr c a k c n e t e b r i g f w fed; n t ou t o y wo d : o i rc e o ; rc ; o v ci u n n ; o l f i v l me me h d d mo v l i i e
固体火箭发动机药柱三维粘弹性响应面随机有限元分析
田 四 朋
( 成都 飞机设计研究所 , 成都 604) 10 1
摘 要 : 展 了一 种 三 维 粘 弹性 响 应 面 随机 有 限 元 法 ( R S E , 对 某 型 号 固 体 火 箭 发 动 机 药 柱 进 行 了随 机 结 构 分 发 V SF M) 并
析。首先基 于近似不可压粘弹性有限元方法和 中心复合设计 ( C 技 术获得输入 、 出随机 变量多组试验点 , C D) 输 然后采 用最 小二乘法估 计响应面函数 的各项 系数 , 最后 以显式 的 函数表 达式代 替 实际药柱 结构 的有 限元 分析模 型 , 结合 Mot C r n al e o
方法完成 了某型号 固体火箭发 动机 药柱结构的随机响应分析 。数值算例表 明, 该方法不修改确定性有 限元分析程序 , 效率
较高且精度 , 能满足 实际工程需要 , 别适用于大型复杂粘弹性结构的 随机分析 。 特 关键词 : 固体火箭发动机 ; 弹性 药柱 ; 粘 近似不可压 ; 响应面 ; 随机有 限元 法
vr be e bandbsdo e l cm rsil v ce t nt ee etm to n et lcm seds n ( C ai l w r o t e ae n na yi o pes e i ol i f i lm n e da dcnr o p i ei a s e i r n b s a ci e s h a o t g C D)
过载条件下固体发动机药柱结构完整性分析
飞行中的振动等复杂载荷作用史…。药柱表面和其他部分易发生裂纹 , 与结构 中的隔热层和壳体发生脱
粘 , 柱翼槽 发生 过大变形 进 而堵塞 通 道 , 即药 柱 结构 完 整性 问题 严重 影 响 固体 火箭 发动 机 的正 常工 药 也 作 。一般 在 分析药 柱结 构完 整性 问题 时 , 破坏 判据 视载 荷类 型 而定 , 当受加 速 度 载荷 和重 力 载荷 时 , 强 以
温等 效 因子 , 又称为 移位 因子 , 根据 w. . L F经 验方 程确定 l 。=一C ( oa g 0—0) [ 0—0) ,}为 0/ C +( 0] 6 0 参考 温度 , C C , 为材料 参数 。 药柱 和隔热 层 为粘 弹性 材 料 , 力 松 弛 模 量 E()随 时 间 和 温 度 变 化 , 据 单 轴 应 力 松 弛试 验 结 应 t 根
力 偏张量 s ()的粘 弹性效 应 , t 有
)=
收 稿 E期 :0 6—0—0 t 20 1 2
3
)
曲
,
s )=
2( G
)
d 丁
() 2
作者简介 : 何春霞
女
18 90年出生
硕士研究生
维普资讯
第1 期
何春霞等: 过载条件下固体发动机药柱结构完整性分析
度作为判据较为合理 , 这种观点已经在发动机的研制与实践中得到证实 。轴 向和横 向过载是发动机的 主要承载形式 , 讨论该过载条件下药柱结构完整性尤 为重要。固体推进剂药柱材料是高分子聚合物材 料 , 有 典 型 的 粘 弹 性 , 力 学 性 能 明 显 的依 赖 于 时 间 和温 度 的 变 化 。典 型 的失 效 应 力 值 范 围_ 为 具 和 松弛函 ( 用Pn级 示为G ) Go) ∑G x( 丁 , 切松 数Gf 体积 ) 数Kf ry 数表 ) o ( = ( + ip一 。 e )
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法
固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法随着国家对“航天技术、先进制造技术”政策的推行,国家空间领域中固体火箭发动机的发展步伐加快,药柱已成为推力系统的基础组成部分,药柱在短时间内承受巨大的温度、压力和冲击载荷,其耐久性决定飞行中的安全性。
因此,固体火箭发动机药柱的热老化结构分析研究显得尤为重要。
固体火箭发动机药柱的热老化结构分析是指通过分析材料的热老化变形和损伤状态,探索药柱在热环境中的变形特性和力学行为。
它结合了热学、力学和力学分析等多学科知识,来研究药柱运行时在热环境中的变形情况和其抗热破坏能力。
研究药柱热老化结构分析的第一步是计算药柱热环境的温度场,以确定药柱的热老化工况。
对于对称的药柱,可以使用坐标转换来获取药柱的温度场图案。
在不同的温度场中,药柱支撑力、抗压强度、弹性模量以及其它力学性能将有所变化,因此需要通过相应的材料试验测试或数值模拟来得到药柱热老化变形特性和力学行为数据。
随后,基于热老化状态下药柱的力学特性,可使用有限元分析软件对其受力状态进行几何建模和动力学模拟,以确定药柱在高温条件下的变形状况及其受力情况。
有限元分析由逼近有限元函数组成的一系列数学过程,从而能够通过计算实现药柱的受力状态和变形规律研究。
因此,有效的药柱热老化结构分析需要考虑以上几个方面的研究,它涉及到热学、力学、数值模拟和实验等方面,可以帮助我们深入理解火箭发动机药柱热老化现象,预测其热环境受力状态,最终为药柱热环境设计提供有效的结构分析方法。
综上所述,固体火箭发动机药柱热老化结构分析方法具有重要的研究价值,用于研究药柱在热环境中的变形特性和力学行为,以帮助火箭发动机的发展和安全性的保证。
同时,在实施研究时,需要充分考虑和融合不同学科的知识,采用实验、数值模拟和有限元分析等方法综合实施研究,以便更好地了解和研究药柱热环境受力状态。
此可见,对于固体火箭发动机药柱热老化结构分析的研究,无论是从安全性的角度,还是从火箭发动机的发展角度来看,都具有重要的意义。
固体推进剂药柱结构可靠度分析的响应面法
wa v l a e y Ra k t — e se R— m e h d i t u t r lr l b l y a ay i . Nu rc le a s e a u t d b c wi Fis l r( F) t o n s r c u a ei i t n l ss z a i me ia x mp e h w h tt i ls s o t a h s me h d d e n tmo i e e m i it i i lme tp o r m .a d i fiin y a d a c r c e s t e n e f n i e r t o o s ’ d f d t r n s i f t ee n r g a y c n e n t e f e c n c u a y me t h e d o g n e — s c e
项 式 的 各 项 系 数 。 而 给 出 显 式 的极 限 状 态 方 程 . 后 采 用 结 构 可 靠 度 分 析 中 的 R F法 分 析 了 三 维 药 柱 结 构 进 最 -
的 可靠 度 。 数 值 算 例 表 明该 方 法 不 修 改 确 定 性 有 限 元 分 析 程 序 . 率 较 高 且 精 度 能 够 满 足 工 程 需 要 . 以 特 效 所
固体火箭发动机药柱
固体火箭发动机药柱
固体火箭发动机的药柱是由燃料和氧化剂等物质混合后形成的固态燃料。
这种燃料具有密度大、能量密度高、贮存时间长、不易泄漏等诸多优点,因此被广泛应用于固体火箭发动机中。
药柱的形态多种多样,如圆柱形、方柱形、梯形等。
通常,在药柱的内部和外部都有点火系统和控制系统,以确保发动机能够在正确的时间点进行点火,且燃烧过程能够得到精确的控制。
值得一提的是,固体火箭发动机药柱的燃烧过程是不可逆的,也就是说,一旦点火,药柱所储存的能量就无法停止。
因此,在发动机运行时,必须严格控制燃烧过程,以确保发动机的性能和安全。
总之,固体火箭发动机的药柱是该发动机的核心部分,它的设计和制造对发动机的性能和安全有着至关重要的影响。
- 1 -。
固体火箭发动机药柱CT图像缺陷分析技术研究进展
固体火箭发动机药柱CT图像缺陷分析技术研究进展摘要:固体火箭发动机在出厂交付给使用单位时,能够保证其结构可靠度符合使用要求,但贮存多年后,固体火箭发动机的力学性能显著下降,其结构可靠度必然下降。
因此,研究贮存多年后的固体火箭发动机结构可靠性是否符合要求,是十分必要的。
因此,在固体火箭发动机储存年限到期后,需要对它进行无损检测,判断装备能否继续服役。
目前,最有效的无损检测手段就是应用工业CT探伤,即计算机层析成像技术。
在经过工业CT扫描后会得到一系列的断层图像,基于计算机视觉技术对这些图像进行分析,实现对图像中是否含有缺陷及缺陷的种类进行自动判别,一直是固体火箭发动机缺陷检测领域的难题之一。
关键词:固体火箭发动机;CT图像;药柱缺陷识别;引言固体火箭发动机药柱在加工过程中,若工艺参数控制不当,药柱内会产生孔洞、裂纹、夹杂、疏松等缺陷。
药柱内的缺陷能增大火焰燃烧面积,严重影响固体发动机使用安全性,容易导致发动机乃至整个导弹爆炸。
因而无损检测对于评价药柱的内部质量,保证药柱在加工或使用过程中的安全和可靠性具有十分重要的意义。
目前国内外用于药柱的无损检测方法很多,其中工业CT检测以无污染、无辐射、设计和维护成本低等优点备受青睐。
1、固体火箭发动机药柱结构固体火箭发动机药柱是指固体火箭发动机中的燃料部分,通常由含有氧化剂和燃料的固体混合物组成。
药柱的形状和尺寸取决于火箭发动机的设计要求,通常为圆柱形或者棒状。
药柱点燃后,燃料会迅速燃烧,产生大量的热能和气体,推动火箭发射。
固体火箭发动机药柱优点是结构简单、可靠性高、启动速度快、适用于大多数应用场景。
缺点是无法停止或调节推力,且燃烧产物对环境有污染影响。
固体火箭发动机药柱结构由壳体、固体推进剂、绝热层、衬层和人工脱粘层组成。
其结构如图1所示。
1-壳体;2-固体推进剂;3-绝热层;4-衬层;5-人工脱粘层图1固体火箭发动机药柱结构示意图2、固体火箭发动机药柱工业CT检测现状分析工业CT技术即计算机射线层析成像技术,由射线投影信息重建图像。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性,平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益,请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间:9:00-18:30)。
近 似 不 可 压 三 维 分 析①
田四朋 , 雷勇军 , 李道奎 , 唐国金
( 国防科技大学航天 与材料工程学 院 , 长沙 407 ) 103
摘要: 基于不可压和近似不可压粘弹性有限元法, 对固体火箭发动机药柱进行 了三维分析。首先从 H r an e m n 泛函出 r
发井 结合 对应原理 , 出了适 用于不可压和近似不可压粘 弹性材料 的本 构关 系, 导 然后根据 虚功 原理 , 立 了三 维 问题 的粘 建
sso o o yidia anwi lsi s an eep s ne . h eut hw h t i to sa pia l o ic eat i nah l w c l rclgi t ea t r ti t r r e td T ers l s o ta sme d i p l befrvso l i n r h ce r w e s h t h c s c p olmsw ihP isn ̄rt scoeo q a o0. e p cal utbefrte s u trla ay i o oi rp l n an rbe hc os o ai i ls re u l 5,se i ys i l o h t cua l s fsl po el tgi . o t l a r n s d a r
1 引言
王元有 等将 H r an变分原理推广至粘弹性 问题 , em n r
常温下 固体推进剂泊松 比 介 于 0 4 . 9与 0 5之 给出了全量型粘弹性有 限元列式并进行 了二维药柱结 . 间… , 近似不可压缩 。采用位移有限元法分析 , 规则单 构分析。张海联 等则给出了二维问题的粘弹性增量
Ab ta tT re-i n ina ayi fsl o k t organwa rs ne ae nic mp esbea d n al n o rsi sr c : he — me so n lsso oi rc e d d mo ri sp e td b sd o n o rsil n e r ic mp es- e y bevso ls cfnt lme tme d Frt h o s tt erlt no c mp sil dn al n o rsil ic eatcmae l i ea t i ee n  ̄o . i l tec n tui ai f n o r sbea e yic mp e sbevso l i t- c i i e sy i v e o i e n r s r lW gd r e a e n Her n n t n la d c r s o d n rn il. eo dy tredme so nt lme tfr lt n f i a e v db s do rma nf ci a n or p n e t i cpe S c n l h -i n inf i ee n omuai so a i u o e p e i e o
m’ e --l nS c m or s i a 1 ne r o or s … l 。。 e dine l 1nr ‘ ● On m o ‘ e s Dl nn a 0 - … e l i y nc m e sD i e
a a y i fs l o k tm o o r i n l sso oi r c e t r g a n d
维普资讯
固 体 火 箭 技 术 第 2 卷第 6 9 期
Ju a fS l c e e h oo y o rl o oi Rok t c n lg n d T Vo. 9 No 62 o 12 . ls cic me tw r ban d i r ftevr a ok picpe ial c mp sil d n a l n o rsil ay ic at n r n e o t e n t mso iu w r rn il.F n l i o r sbea e yic mpe sbea l e i e e i e h tl yn e n r n
弹性增量有限元列式, 最后对弹性约束的圆柱形中孔药柱进行了不可压和近似不可压分析。结果表明, 该方法可用于泊松 比接近甚至等于05的粘弹性问题计算, . 尤其适用于固体推进荆药柱的结构分析。
关键词 : 固体火箭发动机 ; ; 药柱 粘弹性 ; 可压 ; 不 三维分析 中圈分类号 :45 2 V 3 .1 文献标识码 : A 文章编号 : 0. 9 (060 - 9 - 1 62 320 )6 35 5 0 7 0 0
TA i eg L I ogjn L a—u,A G G o i IN S— n ,E n- ,I okiT N u -n p Y u D j
( o eeo A rsaeadMa r l nier g N t nl n .f ees eh o g , hn sa 10 3 C ia C l g f eop c n t a E g e n , ai a U i o fneT c nl y C agh 4 07 , hn ) l e ni i o v D o