基于ABAQUS的固体火箭发动机壳体外压屈曲分析 被引量：3

1

作者 耿发贵 安自朝 +4 位作者 何坤 康健 张鹏坤 刘腾跃 肖航 《现代防御技术》 北大核心 2024年第1期139-146,共8页

利用有限元分析软件ABAQUS对固体火箭发动机壳体进行外压屈曲分析。通过理论公式计算结果和有限元计算结果对比,当光壳体长径比不小于8时,有限元计算结果和Mises公式计算结果的误差在2.7%范围内,验证了有限元计算方法的准确性。采用有... 利用有限元分析软件ABAQUS对固体火箭发动机壳体进行外压屈曲分析。通过理论公式计算结果和有限元计算结果对比,当光壳体长径比不小于8时,有限元计算结果和Mises公式计算结果的误差在2.7%范围内,验证了有限元计算方法的准确性。采用有限元计算方法分析了带不同定心部壳体的屈曲性能,可以看出:相较于增加定心部的轴向长度,增加定心部的厚度对壳体抗屈曲性能的提升更为显著;定心部位置越靠近壳体中间,壳体的抗屈曲性能越好;定心部尺寸的约束下,由中间1个定心部增加到三个定心部均布,壳体临界失稳压力增加了36.1%。 展开更多

关键词 固体火箭发动机壳体 屈曲 临界失稳压力 有限元计算 ABAQUS

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固体火箭发动机壳体的随机有限元分析 被引量：5

2

作者 路智敏 刘羽中 +2 位作者 赵永忠 汪艳萍 苗文勇 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2010年第6期1026-1030,共5页

利用二阶矩法推导出圆柱壳和椭球壳基于弹性失效设计准则的中径公式的可靠度指标计算公式,并将其应用于某型号固体火箭发动机壳体的算例中。同时,利用Ansys软件建立该固体火箭发动机壳体有限元模型,在确定性有限元分析的基础上,对其进... 利用二阶矩法推导出圆柱壳和椭球壳基于弹性失效设计准则的中径公式的可靠度指标计算公式,并将其应用于某型号固体火箭发动机壳体的算例中。同时,利用Ansys软件建立该固体火箭发动机壳体有限元模型,在确定性有限元分析的基础上,对其进行随机有限元分析,求出结构的可靠度。分析表明,以材料的力学性能参数、壳体的几何参数为随机变量的固体火箭发动机壳体的可靠性设计是科学和必要的。最后,对输出的功能函数进行灵敏度分析,为结构参数的优化设计提供参考。 展开更多

关键词 固体火箭发动机壳体 随机有限元 可靠性 灵敏度

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FRP固体火箭发动机壳体的非线性FW线型分析 被引量：2

3

作者 吴耀楚 张吉法 田会方 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第4期85-87,共3页

对纤维增强复合材料 (FRP)固体火箭发动机壳体的纤维缠绕 (FW)线型进行了简要地分析。鉴于封头曲面上 FW线型稳定性对于线型参数变化十分敏感 ,分析封头 FW线型时 ,本文仍从测地线方面来考虑。依此 ,两赤道圆处 FW角必须以左右封头几何... 对纤维增强复合材料 (FRP)固体火箭发动机壳体的纤维缠绕 (FW)线型进行了简要地分析。鉴于封头曲面上 FW线型稳定性对于线型参数变化十分敏感 ,分析封头 FW线型时 ,本文仍从测地线方面来考虑。依此 ,两赤道圆处 FW角必须以左右封头几何尺寸及测地线 FW条件来确定。在对筒身段非测地线 FW可行性讨论中 ,提出了筒身段实现非测地线 FW的条件 ,同时推导出了筒身段非测地线 展开更多

关键词 FRP FW线型分析 火箭发动机壳体 纤维缠绕 非测地线缠绕 纤维增强复合材料 生产工艺

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固体火箭发动机壳体复合裙RTM成型技术 被引量：5

4

作者 赵文斌 王静 尹术帮 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2020年第1期49-52,共4页

树脂传递模塑工艺(RTM)可实现复合材料承力构件高表面质量净尺寸成型。以A配方为树脂基体、3K缎纹碳布为增强材料,采用RTM工艺制备了固体火箭发动机壳体复合裙。分析了A配方的RTM工艺特性及树脂浇铸体性能,介绍了复合裙注射模具和注射设... 树脂传递模塑工艺(RTM)可实现复合材料承力构件高表面质量净尺寸成型。以A配方为树脂基体、3K缎纹碳布为增强材料,采用RTM工艺制备了固体火箭发动机壳体复合裙。分析了A配方的RTM工艺特性及树脂浇铸体性能,介绍了复合裙注射模具和注射设备,讨论了RTM工艺参数及复合裙材料性能。结果表明:RTM复合裙纤维体积分数达54. 5%,联合载荷(轴压+弯矩)条件下轴压达748 kN,弯矩达94 N·m;纯轴压载荷达1 062 kN,纯弯矩载荷达143. 1 N·m,壳体复合裙整体强度高,满足设计和使用要求。 展开更多

关键词 树脂传递模塑 固体火箭发动机壳体 复合裙

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基于干法缠绕的固体火箭发动机壳体补强工艺研究 被引量：7

5

作者 王鑫 张骞 +3 位作者 费阳 祖磊 金书明 许辉 《复合材料科学与工程》 CAS 北大核心 2021年第11期31-38,115,共9页

本文开展了基于干法缠绕成型工艺固体火箭发动机复合材料壳体样件的力学特性研究。通过建立基于三次样条厚度预测方法的封头精细化数值模型,利用Hashin失效判据对壳体爆破压强进行预测,并结合试验结果,分析了固体火箭发动机壳体的水压... 本文开展了基于干法缠绕成型工艺固体火箭发动机复合材料壳体样件的力学特性研究。通过建立基于三次样条厚度预测方法的封头精细化数值模型,利用Hashin失效判据对壳体爆破压强进行预测,并结合试验结果,分析了固体火箭发动机壳体的水压爆破失效行为。基于该数值模型,探究了补强角度、补强厚度和补强区域对壳体爆破行为的影响。结果表明:封头精细化补强对壳体的承载性能有较大提升,通过40°补强层进行封头补强,壳体爆破压强提升了约50%;在一定范围内,壳体的爆压压强随着补强层的增加而增加;针对破坏位置的局部补强对壳体水压爆破强度有一定的提升,但壳体封头处未补强的区域会因为强度不足而发生破坏。研究成果对基于干法缠绕工艺的固体火箭发动机壳体的研制具有重要参考意义。 展开更多

关键词 干法缠绕 固体火箭发动机壳体 渐进损伤分析 封头精细化补强 复合材料

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复合材料固体火箭发动机壳体和喷管的质量控制 被引量：3

6

作者 鲜于开文 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1989年第3期96-106,共11页

本文论述了纤维缠绕复合材料发动机壳体和喷管中出现的主要缺陷,形成的原因,以及减少各类缺陷应采取的措施,从保证产品质量出发,提出了对原材料、预浸带的质量检验、产品制造工艺的控制以及产品的验收试验这三个主要环节进行全面质量控... 本文论述了纤维缠绕复合材料发动机壳体和喷管中出现的主要缺陷,形成的原因,以及减少各类缺陷应采取的措施,从保证产品质量出发,提出了对原材料、预浸带的质量检验、产品制造工艺的控制以及产品的验收试验这三个主要环节进行全面质量控制的方法,以便最终实现固体发动机壳体和喷管的高度可靠性。 展开更多

关键词 火箭发动机壳体 火箭发动机喷管 复合材料增强结构 质量保证 质量控制

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固体火箭发动机金属壳体材料选择

7

作者 陈汝训 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1989年第3期1-3,共3页

本文给出固体火箭发动机金属壳体材料选择的准则,问题归结为在满足材料的强度、韧性及塑性要求的条件下,使壳体效率取极大值。

关键词 固体火箭发动机 火箭发动机壳体 金属材料 优化设计

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固体发动机壳体工作状态塑性流动数值模拟 被引量：3

8

作者 赵海生 杨月诚 +1 位作者 倪青 徐海波 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期38-40,共3页

采用二维轴对称模型及有限元数值计算方法,对固体火箭发动机壳体在高压下的应力分布进行了分析和计算,获得了发动机壳体在工作条件下的塑性形变及应力场的分布。其结果可供基于塑性形变的壳体评估及可靠性设计参考。

关键词 固体火箭发动机壳体 数值模拟 塑性流动 工作状态 有限元法

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光威复材CCF700S碳纤维通过航空火箭发动机应用验证

9

作者 工程塑料网 《工程塑料应用》 CAS CSCD 北大核心 2018年第8期33-33,共1页

继拳头产品T300在军品领域长期稳定供应后,光威复材T700产品在航空航天领域的应用再获突破。据悉,光威复材提供的CCF700S碳纤维近日在我国XX型号固体火箭发动机壳体上验证成功。此次验证成功,标志着我国突破了国产干喷湿纺工艺碳纤维在... 继拳头产品T300在军品领域长期稳定供应后,光威复材T700产品在航空航天领域的应用再获突破。据悉,光威复材提供的CCF700S碳纤维近日在我国XX型号固体火箭发动机壳体上验证成功。此次验证成功,标志着我国突破了国产干喷湿纺工艺碳纤维在重点武器型号等航天应用领域的技术瓶颈,打破了国外高性能碳纤维企业在中国市场的长期垄断,实现了干喷湿纺工艺碳纤维的国产化替代,对航天领域新一代重点型号火箭发动机的研制和批量生产起到了重要支撑作用。 展开更多

关键词 固体火箭发动机壳体 高性能碳纤维 航天应用 验证 航空 国产化替代 武器型号 航天领域

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战术导弹的复合材料发动机壳体

10

作者 姚润森 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1989年第3期86-95,共10页

本文介绍了用E—玻璃纤维/聚酯和S—2玻璃纤维/环氧研制的战术导弹复合材料发动机壳体,文中分析了载荷对材料性能的影响,提出了设计准则,例举了几类GFRP发动机壳体的设计方法及其制造工艺,并介绍了GFRP在其他领域中的应用。

关键词 战术弹道导弹 玻璃纤维增强塑料 火箭发动机壳体 层压材料

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复合材料裙的优化设计及轴压性能研究

11

作者 张桂明 祖磊 +6 位作者 宁武军 张骞 郑轩轩 王华毕 李德宝 卢国军 蔡天琪 《复合材料科学与工程》 北大核心 2025年第1期42-50,96,共10页

针对热压罐工艺成型的ϕ150 mm固体火箭发动机壳体复合材料裙,进行了轴压试验,并通过建立引入黏性行为及三维Hashin失效准则的渐进损伤模型开展有限元分析,对复合材料裙及含裙复合材料壳体的失效模式、失效位置及轴压载荷进行了准确预测... 针对热压罐工艺成型的ϕ150 mm固体火箭发动机壳体复合材料裙,进行了轴压试验,并通过建立引入黏性行为及三维Hashin失效准则的渐进损伤模型开展有限元分析,对复合材料裙及含裙复合材料壳体的失效模式、失效位置及轴压载荷进行了准确预测,以验证有限元模型的可靠性。以此为基础,根据复合材料裙铺层原则,建立了基于随机正态算法的铺层优化模型,对复合材料裙的铺层顺序和铺层角度进行优化,得到了满足要求的最优铺层。基于最优铺层,分析了不同搭接角度与搭接长度对载荷规律的影响,确定了最优的搭接角度和长度,并通过轴压试验对结果进行验证。结果表明:当铺层为[90/0/45/0/90/90/-45/-45/45/0]时,复合材料裙在达到材料强度极限前发生屈曲失稳,满足设计需求;随着搭接角度增大,屈曲载荷逐渐增大,而载荷增量先增大后减小;随着搭接长度的增大,屈曲载荷逐渐增大,但增量呈下降趋势,最终确定最优搭接角度为3°,最优搭接长度为20 mm。含裙复合材料壳体轴压试验最终屈曲载荷为29.77 kN,与仿真结果相差6%,失效位置在复合材料裙裙尖处,与仿真结果一致。 展开更多

关键词 固体火箭发动机壳体 复合材料裙 结构设计 铺层优化 轴压性能

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纤维缠绕壳体设计的网格分析方法 被引量：35

12

作者 陈汝训 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期30-32,共3页

讨论了用于纤维缠绕薄壁结构设计的网格理论的意义。基于网格理论,得到了固体火箭发动机纤维缠绕壳体圆筒壁厚和爆破压强的计算方法,给出了用模拟实验压力容器确定纤维发挥强度的方法。算例表明,计算值与实测结果符合良好。

关键词 固体推进剂火箭发动机 火箭发动机壳体 缠绕结构 爆破压强 格网法 纤维强度

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高性能环氧/碳纤维缠绕壳体制备及其性能研究 被引量：5

13

作者 郑红飞 郭晓东 栗永锋 《航空制造技术》 北大核心 2012年第8期77-78,82,共3页

介绍了一种高性能环氧基碳纤维固体火箭发动机壳体的制备,分析了壳体水压爆破压强、容器特征参数(pV/W)和应变,找出了影响壳体性能的因素。

关键词 固体火箭发动机壳体 爆破压强 容器特征参数

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金属内衬纤维增强复合材料筒体设计 被引量：5

14

作者 赵立晨 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2007年第2期45-47,共3页

研究了金属内衬纤维增强复合材料筒体的设计方法,推导出了环向及螺旋加环向纤维缠绕的金属内衬筒体计算公式。以算例表明,该方法在保证壳体爆破强度前提下,达到了壳体减重和增加刚度的效果。本研究以固体火箭发动机壳体设计为背景,可以... 研究了金属内衬纤维增强复合材料筒体的设计方法,推导出了环向及螺旋加环向纤维缠绕的金属内衬筒体计算公式。以算例表明,该方法在保证壳体爆破强度前提下,达到了壳体减重和增加刚度的效果。本研究以固体火箭发动机壳体设计为背景,可以延伸用于一般压力容器。 展开更多

关键词 压力容器 固体火箭发动机壳体 纤维增强复合材料 金属材料

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航天飞机固体助推器壳体螺栓连接结构研究

15

作者 高凌 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1989年第1期72-76,共5页

本文介绍 NASA 的兰利研究中心对于航天飞机固体助推器壳体螺栓连接结构的研究。研究结果表明,这种连接结构比柄脚 U 形环接头优越,可以作为柄脚 U 形环接头的一种代替方案.

关键词 航天飞机 助推器 固体火箭发动机 火箭发动机壳体 螺栓接合 金属接头

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树脂含量对芳纶纤维/环氧复合材料性能的影响 被引量：15

16

作者 王斌 金志浩 +1 位作者 丘哲明 刘爱华 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第1期61-64,共4页

研究了树脂含量对芳纶纤维 /环氧复合材料的性能的影响 ,主要是浸胶纤维强度、压力容器中纤维强度的发挥系数、容器特性系数 pV/Wc。给出了按混合定律计算复合材料强度的修正系数 ,提出了对容器进行表面处理以改善其内外层含胶量的均匀... 研究了树脂含量对芳纶纤维 /环氧复合材料的性能的影响 ,主要是浸胶纤维强度、压力容器中纤维强度的发挥系数、容器特性系数 pV/Wc。给出了按混合定律计算复合材料强度的修正系数 ,提出了对容器进行表面处理以改善其内外层含胶量的均匀度 ,并进行了实验。实验证明 ,容器内外层树脂含量分布更为均匀后 ,容器的性能得到提高。 展开更多

关键词 火箭发动机壳体 纤维增强复合材料 树脂粘接 树脂含量 芳纶纤维/环氧复合材料 材料性能

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先进树脂基复合材料制造技术综述 被引量：24

17

作者 阎龙 史耀耀 段继豪 《航空制造技术》 2011年第3期55-58,共4页

低成本材料技术的应用可显著降低复合材料制造能耗、使用高成本模具和辅助材料带来的附加成本;低成本制造技术的应用可通过复合材料的自动化制造提高生产效率和性能,降低复合材料的制造成本,以及通过提高复合材料的使用效能进而实现成... 低成本材料技术的应用可显著降低复合材料制造能耗、使用高成本模具和辅助材料带来的附加成本;低成本制造技术的应用可通过复合材料的自动化制造提高生产效率和性能,降低复合材料的制造成本,以及通过提高复合材料的使用效能进而实现成本降低。 展开更多

关键词 复合材料 低温固化 自动化制造 制造技术 构件 电子束固化技术 复合材料结构 预成型体 低成本材料 RTM 树脂传递模塑 芯模 模具 成本降低 冲击损伤 铺放 固体火箭发动机壳体 技术综述

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先进复合材料带缠绕、带铺放成型技术 被引量：10

18

作者 史耀耀 阎龙 杨开平 《航空制造技术》 2010年第17期32-36,共5页

先进复合材料的缠绕、铺放成型是固体火箭发动机壳体,大飞机机身、机翼,风电叶片等核心部件的关键制造技术,对我国重大项目的实施和航空航天事业的发展有着举足轻重的作用。

关键词 先进复合材料 成型技术 缠绕 铺放 火箭发动机壳体 飞机机身 制造技术 核心部件

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湿法分层缠绕T700/环氧复合材料微波固化工艺及性能 被引量：3

19

作者 李梦颖 肖军 +3 位作者 还大军 王兴邦 杨潇 焦洋 《复合材料科学与工程》 CAS 北大核心 2021年第12期89-94,共6页

针对大厚度固体火箭发动机壳体制造周期长的缺点,本文提出分层缠绕微波预固化工艺。以固化度为依据,结合壳体缠绕规律及微波吸收效率,筛选出[90°2/±20°]的分层缠绕基元。分层缠绕中需经多次微波辐射,考虑热传导或弱微波... 针对大厚度固体火箭发动机壳体制造周期长的缺点,本文提出分层缠绕微波预固化工艺。以固化度为依据,结合壳体缠绕规律及微波吸收效率,筛选出[90°2/±20°]的分层缠绕基元。分层缠绕中需经多次微波辐射,考虑热传导或弱微波效应对已缠绕层固化度的影响,制定出升温速率为5℃/min、由室温升至90℃的微波预固化工艺,后处理采用热固化:160℃保温1 h。在微波固化试样制备时间(均不考虑降温时间)比热固化缩短近一半的情况下,T700碳纤维复合材料微波固化与热固化试样力学性能基本一致:微波固化层合板拉伸强度为1.84 GPa,热固化层合板拉伸强度为1.76 GPa;微波固化层合板弯曲强度为1.20 GPa,热固化层合板弯曲强度为1.17 GPa;微波固化NOL环拉伸强度为2.94 GPa,热固化NOL环拉伸强度为3.08 GPa;微波固化NOL环层间剪切强度为76.1 MPa,热固化NOL环层间剪切强度为75.6 MPa。扫描电镜照片表明,两种固化方式下纤维-基体界面结合良好。由于微波固化不依赖于热传导或热对流,因此可以在较短的时间内达到与热固化试样相当的力学性能。 展开更多

关键词 固体火箭发动机壳体 碳纤维复合材料 湿法分层缠绕工艺 微波固化 热固化 力学性能

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3号涂料保护热处理 被引量：1

20

作者 刘达淦 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 1993年第5期48-51,共4页

本文对3号涂料用于30CrMnSiA材料的热处理保护进行了研究。3号涂料有较好的防氧化脱碳效果,在火箭发动机壳体热处理方面得到了广泛应用。

关键词 3号涂料 火箭发动机壳体 热处理

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