贮存老化条件下固体火箭发动机内弹道性能变化

研究了某型固体火箭发动机在贮存期间内弹道性能受推进剂药柱老化影响的变化规律。通过热加速老化试验．研究了HTPB推进荆的燃烧速度受老化影响情况：基于药柱材料的粘弹性本构关系,并考虑贮存环境温度波动、内压载荷和自重效应。对复合固体推进剂药柱完全固化后贮存老化条件下的变形进行了三维有限元分析。基于加速老化试验数据和数值仿真分析结果．对老化后固体火箭发动机的内弹道性能进行了分析。     

立贮固体发动机黏接界面剪切破坏风险研究

目的 评估长期立贮固体发动机黏接界面因剪切变形导致破坏的风险。方法 对固体发动机黏接界面剪切试件进行高温加速老化,而后对老化剪切试样进行定速拉伸剪切试验,依据剪切试验结果,总结固体发动机黏接界面力学性能的老化规律。基于Arrhenius方程外推得到固体发动机黏接界面考虑老化的剪切变形破坏判据,采用该破坏判据对立式贮存15 a的某型固体发动机黏接界面因剪切变形发生破坏的风险进行评估。结果 黏接界面在经过15 a的老化后,其最大剪切变形为0.792 6 rad,比初始性能下降5.31%。选定某型固体发动机进行长期立贮工况计算,仿真计算结果显示,该固体发动机立贮15 s时,黏接界面危险点处的切向应变值0.463 3 rad。该值小于老化15 a后黏接界面剪切变形破坏起始点,即该发动机在立式贮存15 a后,界面剪切变形程度未达到破坏阈值。结论 该破坏判据能够较为直观地对长期立式贮存固体发动机黏接界面因剪切变形发生破坏的风险进行评估,可为长期贮存固体发动机黏接界面结构完整性评估提供借鉴参考。     

固体发动机药柱应力应变仿真与试验验证研究

目的研究某导弹固体发动机药柱在不同环境温度下的性能演变规律。方法利用ABAQUS有限元分析软件,仿真计算了药柱在-40,20,50℃下的应力应变情况,在此基础上通过推进剂拉伸应力松弛试验对仿真结果进行验证分析。结果最大应力应变发生在头部人工脱粘层的根部,药柱内部沿径向越靠近内孔表面,应力应变的数值越大,沿药柱的轴向,内孔表面的最大应力应变发生在靠近药柱中间位置。结论线粘弹性本构关系模型在较低应变水平下可以很好地模拟出推进剂的力学行为,当应变水平在14.3%以下时,试验和仿真的相对误差能控制在10%以内。     

HTPB药柱老化对SRM内弹道性能的影响及偏差分析

为了定性和定量的描述药柱燃面、密度、燃速等因素对固体火箭发动机（SRM）内弹道性能的影响,在HTPB复合固体推进剂老化研究和SRM内弹道性能预估研究的基础上,分析了HTPB推进剂因贮存老化引起的SRM内弹道性能偏差,建立了性能偏差计算模型。结果表明,老化引起的药柱燃面、密度、燃速变化以及侵蚀燃烧引起的喷喉烧蚀是SRM贮存过程中影响内弹道性能偏差的直接因素,老化引起它们微小的波动都会引起发动机内弹道性能较大的偏离。在发动机寿命预估和进行可靠性分析时必须考虑老化对内弹道性能的影响。     

复合固体推进剂定应变‒温度循环加速试验方法研究

目的 建立复合固体定应变–温度循环加速试验方法。方法 采用MSC.PATRAN有限元分析软件,仿真计算某型贴壁浇铸固体火箭发动机从零应力温度(68 ℃)固化降温至常温(20 ℃)的极值点von Mises应变最大值,利用自制应变加载装置对复合固体推进剂施加定应变。分析固体火箭发动机长期库房贮存的温度变化规律,在兼顾模拟性和加速性的基础上,设计并开展复合固体推进剂在4组不同应力水平下的温度循环加速试验。选用合适的性能退化模型和加速寿命模型,评估复合固体推进剂的可靠库房贮存寿命。结果 某型固体火箭发动机从零应力温度固化降温至常温的极值点von Mises应变最大值为9.4%,复合固体推进剂4组温度循环加速试验的最高试验温度分别为75、75、60、60 ℃,温差分别为5、10、15 ℃,单个循环时长均为24 h。复合固体推进剂在4组温度循环加速试验条件下的老化性能参数均为最大抗拉强度保留率,且在置信度为0.9时,其退化规律均符合指数型性能老化数学模型。结合失效临界值,计算出置信度0.9时的最低加速寿命分别为59、100、203、342 d。基于修正Coffin-Manson模型,利用多元回归分析方法,计算得到复合固体推进剂在长期库房贮存环境(最高温度298 K,年平均温差15 K)下,置信度0.9时的最低贮存寿命为20 a。结论 在兼顾模拟性和加速性的基础上,建立了复合固体推进剂定应变?温度循环加速试验方法,并利用指数型性能退化模型和修正Coffin-Manson加速寿命模型,快速获得复合固体推进剂的最低库房贮存寿命,为下一步开展固体火箭发动机装药贮存寿命预估奠定基础。     

装药结构试验器设计和低温老化试验研究

目的探索固体火箭发动机装药低温老化试验方法和机理,为固体发动机寿命预测和延寿提供支撑。方法设计方便取样测试的结构试验器,通过仿真计算确定具有一定应变水平的装药内孔尺寸,开展-10℃和-35℃低温老化试验。老化后首先对结构试验器进行无损检测,再取出药柱制取推进剂标准试样,进行常温和低温快速拉伸力学性能测试。结果设计完成三段连接式结构试验器,既不破坏药柱所承受的应力载荷,又保证取样方便、安全。无损探伤表明,经过低温长期贮存的结构试验器药柱没有产生裂纹和脱粘现象。推进剂的常温力学性能无明显变化,低温的最大抗拉强度有所升高,最大伸长率降低明显,-10℃和-35℃低温老化试验后,最大伸长率分别降低了24%和40%。结论推进剂内部产生了微损伤,承受低温快速应变(对应低温点火冲击状态)能力下降明显,应引起高度关注。     

考虑贮存剖面的固体火箭发动机橡胶密封圈贮存寿命研究

目的 对贮存周期内包含多个温度环境剖面的固体火箭发动机橡胶密封圈贮存寿命进行评估。方法 通过开展硅橡胶材料加速老化试验,结合Arrhenius老化规律,建立硅橡胶老化模型,获得硅橡胶加速老化等当规律,并根据等当关系开展模拟密封装置加速老化试验,考核老化后硅橡胶密封性。最后通过对固体火箭发动机贮存环境剖面进行梳理,计算出贮存周期下的等效温度,并结合试验获得的硅橡胶密封圈老化性能,直接对该贮存周期下密封圈老化寿命进行评估。结果 通过硅橡胶材料老化试验及模拟密封装置老化试验,得到了25℃下硅橡胶能够满足20 a的使用寿命。随后通过梳理并计算得出固体火箭发动机贮存周期下的等效温度为22.78℃,可以直接获得该发动机使用的硅橡胶密封圈寿命在该贮存环境下能够满足20 a使用寿命。结论 通过计算贮存周期下多个温度环境剖面的等效温度,并结合加速老化试验结论,可快速获得橡胶密封圈老化寿命。     

基于状态监测和老化试验的火箭发动机寿命评估方法研究

通过分析某型固体火箭发动机的结构,对发动机状态监测系统的微型传感器进行了合理布局,从而得到危险区域的最大应变值。采用加速老化试验,得到推进剂在不同老化温度下延伸率随老化时间的变化曲线。通过化学反应速率,建立不同老化温度下力学性能参数和老化时间的关系,从而确定某贮存温度下推进剂延伸率与贮存时间的关系。将发动机危险点处最大应变与贮存时间的变化关系进行比较,得到推进剂的贮存寿命。     

面向导弹延寿的冲压发动机加速贮存试验方法

目的更为真实地反映自然贮存环境对某型导弹冲压发动机寿命的影响,研究综合环境应力加速贮存试验方法。方法为了符合自然环境的年变化规律,设计1个周期的综合环境应力加速贮存试验能够等效产品自然贮存1年,每个周期的加速贮存试验包括低温冷冻、高低温交变加速、高温高湿加速、高温老化4部分。采用加速模型估计出每段加速试验的加速因子,进而依据自然贮存环境测试数据折算出加速试验谱。结果所提方法提高了冲压发动机加速贮存试验的科学性与准确性。结论研究工作为高效完成导弹冲压发动机贮存延寿任务提供了可行的工程方法。     

基于编制载荷谱的固体发动机药柱疲劳损伤分析

目的建立固体发动机在海上值班时的长时域振动载荷谱,对振动造成的发动机药柱损伤进行分析。方法通过数据实测获得了固体发动机值班时的部分载荷,使用非参数雨流矩阵外推法和时域载荷重构法编制了发动机长时域载荷谱。通过有限元仿真建立了发动机药柱的应力分布,应用Miner线性累积损伤理论计算了药柱损伤。结果外推后的x、y、z三轴极值载荷数值分别提高了51%、83%、115%。振动过程中,药柱内部Mises应力较小,越靠近粘接界面,Mises应力越大,药柱在靠近前后封头的部位产生应力集中。推导了推进剂应力幅与累积损伤的关系公式,计算得到单个载荷谱周期内药柱的累积损伤值为1.059×10~(-4)。结论应用非参数雨流矩阵外推法和时域载荷重构法,可以实现将实测数据中未监测到的大幅值载荷进行量化表征,有效地建立固体发动机海上值班长时域载荷谱;固体发动机连续值班6个月时,造成的药柱累积损伤(D)为0.0323。     

某型硬质泡沫弹架蠕变特性及贮存寿命研究

目的 研究一类硬质泡沫弹架结构的蠕变特性和贮存寿命评估方法.方法 通过测定贮存恒定应力水平下该型硬质泡沫弹架的温度加速蠕变性能数据,建立泡沫弹架材料的蠕变本构关系,研究泡沫弹架材料的蠕变时温等效规律.在此基础上,开展泡沫弹架的高温加速贮存试验与评估方法研究.结果 在高温蠕变试验后,该型硬质泡沫材料的本构关系及压缩特性均...     

考虑延缓纠正的双应力加速可靠性增长试验方法

目的 缩短传统加速可靠性增长试验时间,以及考虑延缓纠正方式对产品可靠性的影响。方法 提出考虑延缓纠正的双应力加速可靠性增长试验方法,首先,采用基于延缓纠正AMSAA模型跟踪可靠性增长过程,并采用极大似然估计方法估计模型参数;其次,以温度和振动作为加速应力为例,开展加速寿命试验,获得试验数据,基于广义艾琳模型,通过最小二乘估计方法得到加速系数;然后,将产品可靠性外推到正常应力水平。结果 航空蓄电池应用案例分析表明,与基于单应力加载的高应力加速可靠性增长试验相比,所提方法能够缩短29.4%的试验时间,并且采用延缓纠正方式对产品的可靠性有影响。结论 为产品在双应力加载方式和采用延缓纠正方式下开展高应力加速可靠性增长试验的可靠性评估提供了技术手段。     

星载无源微波器件加速寿命试验方法研究

目的 为星载无源微波器件能够在地面通过加速寿命试验验证其在轨可靠性和寿命提供理论依据和试验方法.方法 设计一种温度和功率同时作用下的双应力加速寿命数学模型,通过分析加速应力与寿命的对应关系,设计科学合理的加速寿命试验方案,通过分析加速寿命试验下器件指标的变化,给出器件可靠性和寿命评估结果.结果 以某隔离器这一典型无源微波器件为例,在选取激活能0.8 eV下,利用温度-功率双应力加速寿命数学模型,计算得隔离器要满足10 a的在轨寿命和可靠性,加速寿命试验时间需不低于1230 h.通过1300 h以上的加速寿命试验,对比试验前后隔离器指标,隔离器的正向损耗恶化了0.07 dB,说明加速寿命试验对产品电性能老化有一定影响,但指标变化均在技术要求范围内,产品能够满足可靠性和寿命要求.结论 设计的温度-功率双应力加速寿命数学模型和加速寿命试验方案,能够为星载无源微波器件高可靠长寿命验证提供参考和借鉴.     

引信在长期贮存下老化行为的仿真模拟与分析

目的 厘清某型引信在贮存14 a后的失效模式,研究温度周期性交变对引信及其薄弱零件的影响。方法利用ANSYS workbench软件,建立基于时间硬化的蠕变仿真方法。以某型引信为研究对象,开展周期性温度交变的蠕变仿真,根据仿真计算结果和实物的对比分析,找出薄弱零件,分析其老化失效模式。结果 在每个周期内环境温度循环条件下,仿真时长设定为14 a,结果显示,引信整体蠕变应变率超过1%,平均压紧应力下降21%,松弛稳定性变弱,密封性在一定程度上变差。其中,引信电机外壳、电机扇叶、底部线路对接板为薄弱零件,容易发生失效行为。结论 引信贮存在典型西南湿热环境14 a后,周期性温度交变应力将导致引信出现缺陷,缺陷集中在电机外壳、电机扇叶、底部线路对接板处,应重点对这些部位进行防护。     

CF8611/AC531复合材料的实验室加速老化行为研究

目的获得CFRP的老化行为规律,研究紫外辐照、温度和湿度等环境因素的影响,方法以湿热效应和光氧老化的等量、等效损伤为原则,确定实验室加速老化环境谱编制方法。以CF8611/AC531复合材料为对象,依据确定的加速老化试验方案,开展加速老化试验,观察其微观形貌,并测量开路电位和动电位极化曲线。结果老化前,CFRP表面完整无裂纹,碳纤维/树脂界面结合良好;老化后,树脂基体出现裂纹和孔洞,同时界面遭到破坏。极化曲线随着老化时间的增长会向右下方移动,自腐蚀电位微降,幅度为0.0326 V,自腐蚀电流密度增长了近1621倍。结论加速老化导致表面碳纤维裸露面积不断增大,时间越长,破坏作用越明显,实际使用中应防止其与金属直接接触。     

热塑性复合材料高速冲击时不同失效模式对比分析研究

目的准确地对热塑性复合材料前缘结构进行抗鸟撞冲击设计。方法首先基于刚度退化、材料塑性及应变率影响的复合材料本构关系,通过霍普金森拉-压杆测试得到热塑性复合材料的动力学性能参数。基于不同的失效模式,采用PAM-CRASH显式有限元法,针对运输类飞机热塑性复合材料机翼前缘结构在高速冲击时的破坏形式进行对比分析研究。结果热塑性复合材料较其他复合材料在临界拉伸损伤极限值和纵横向及屈服应力的率相关性上具有更好的性能。冲击分析时,失效应变应考虑材料破坏瞬间的强化效应。剪切应变取值为0.1左右时,前缘结构计算仿真失效的结果与试验结果一致性较高,应变误差仅为6.2%,破坏尺寸误差为4.9%。结论在复合材料失效参数较复杂的情况下,抗冲击设计可将拉伸、压缩、剪切及层间失效等多目标优化设计简化为等效剪切应变失效的单目标优化,此方法可推广应用于其他类型复合材料的抗冲击设计。     

发动机典型寿命敏感件环境谱加速技术研究现状

对发动机寿命敏感件环境谱加速技术的研究现状进行分析。从加速环境谱的编制原则、编制方法以及当量关系的确定和验证等方面,详细介绍了加速环境谱的概念内涵。发动机的使用寿命主要受金属敏感件的腐蚀和非金属敏感件的老化制约,重点从常规加速腐蚀试验、多因素综合腐蚀试验和高温加速腐蚀试验等3个方面阐述了加速腐蚀试验方法。从液体介质老化、热氧老化、综合环境老化等方面介绍了以橡胶为代表的非金属加速老化试验方法。最后指出目前当量关系确定方法的局限性和多因素综合模拟方法研究方面的欠缺,提出应综合材料、腐蚀、力学、环境等多学科的相关理论和实践,制定更加科学合理的当量关系确定方法,以及注重新型试验设备的研发等建议。