含内聚空洞固体发动机药柱的寿命预估

固体火箭发动机药柱概率贮存寿命预估
唐国金;申志彬;田四朋;杨东
【期刊名称】《兵工学报》
【年(卷),期】2012(032)003
【摘要】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.
【总页数】6页(P301-306)
【作者】唐国金;申志彬;田四朋;杨东
【作者单位】国防科学技术大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;国防科学技术大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;成都飞机设计研究所,四川成都610041;中国航天科技集团公司四院43所,陕西西安710025
【正文语种】中文
【中图分类】V435.13
【相关文献】
1.翼柱型药柱固体火箭发动机不稳定燃烧研究 [J], 胡大宁;何国强;刘佩进;王占利
2.固体火箭发动机药柱可靠性及寿命预估研究 [J], 高鸣;徐廷学
3.固体火箭发动机推进剂贮存寿命预估技术研究进展 [J], 徐雪涛;丁玉奎;李天鹏;尚春明
4.固体火箭发动机推进剂贮存寿命预估技术研究进展 [J], 徐雪涛;丁玉奎;李天鹏;尚春明;
5.翼柱型药柱固体火箭发动机工作过程仿真 [J], 汤志东;方国尧;向红军;屈文因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

含气孔装药固体火箭发动机结构完整性分析摘要：针对固体火箭发动机装药常见的气孔缺陷，利用线性粘弹性有限元方法和surface-based fluid cavities技术，建立了发动机三维有限元模型，分别研究了发动机点火增压过程中气孔大小和气孔内流体压力对装药结构完整性影响。

结果显示，装药气孔周围存在应力集中，气孔内初始压强越大，气孔周围应力集中现象越弱；气孔直径越大，气孔周围应力集中越严重。

关键词：固体火箭发动机；结构完整性；有限元；粘弹性；气孔中图分类号：V435 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2015）04-0024-045Structure Integrity Analysis of Solid Rocket Motor with CavitiesLi Jiwei，Fang Lei，Li Yexin，Zhi Shijun（China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China）Abstract：Using linear viscoelastic finite element method and surfacebased fluid cavities technology for a solid rocket motor with grain cavies，a three dimensinalfinite element model is established. The size and the pressure influence of the cavities on the structure integrity are worked out.As a result，there is stress concentration around the cavity，and the phenomenon become weaker when the initial pressure of the cavity raises.In addition，as the diameter of the cavity increases the stress concentration gets much stronger.Key words：solid rocket motor；structure integrity；finite element method；viscoelasticity；cavities 0引言气孔缺陷是贴壁浇注式固体发动机装药过程常见的一种制造缺陷。

Kooij方法预估固体火箭发动机中丁羟包覆层老化寿命Kooij方法预估固体火箭发动机中丁羟包覆层老化寿命李科1，郑坚1，支建庄1，吴国瑞2（1.陆军工程大学石家庄校区，河北石家庄050003；2.63981部队，湖北武汉432200）摘要：为了准确地预估固体火箭发动机中丁羟包覆层的贮存寿命，开展了50，60，70℃和80℃时的加速老化试验，用对数模型、幂函数模型和指数模型研究了丁羟包覆层的最大延伸率随贮存时间的变化。

选取Kooij方程作为丁羟包覆层的老化模型，预估了试样的常温贮存寿命。

结果表明，α=0.4时的幂函数模型能描述最大延伸率随时间的变化规律。

所得老化反应的表观活化能约为29kJ·mol-1，远小于60kJ·mol-1，表示在50~80℃下进行的老化反应易于发生。

以最大延伸率下降50%为失效准则，预估丁羟包覆层的常温贮存寿命为15.62年，能满足包覆层的老化性能要求。

关键词：丁羟包覆层；加速老化试验；Kooij方法；表观活化能；寿命预估中图分类号：TJ55；V512文献标志码：A DOI：10.11943/CJEM20180351引言丁羟包覆层是在丁羟（端羟基聚丁二烯）橡胶基体加入了耐烧蚀填料等填充剂的高分子复合材料，作为固体火箭发动机中重要的结构组成，其材料必须具有良好的贮存老化性能，以防止包覆层在长期的贮存过程中受应力、辐射、热氧等外界环境载荷的作用而失效，从而导致固体火箭发动机的结构完整性遭到破坏［1-2］。

研究包覆层的老化特性并且准确预估其贮存寿命将为固体发动机的结构完整性评估提供重要的参考，可以避免发动机提前退役造成浪费或过度服役导致危害，具有重要的工程应用价值［3］。

对于橡胶类材料的寿命预估，国内外常用的研究方法是将高温加速老化试验与Arrhenius方程结合，建立材料老化性能变化的模型，并外推贮存温度下的老化寿命［4］。

如Gillen K T等［5-7］利用Arrhenius方程和加速老化试验相结合的方法对某型推进剂的寿命进行了预估，然而Arrhenius方法通常将活化能看作常数，忽略了温度的影响，给材料的贮存寿命预估引入了误差［8］。

某固体火箭发动机装药加速老化试验与贮存寿命预测作者：曹付齐刘志成李小换来源：《航空兵器》2014年第04期摘要：为了研究某固体火箭发动机装药的贮存寿命，采用加速老化试验的方法，分别考核了某固体火箭发动机装药推进剂和壳体/绝热层/衬层/推进剂界面在四个老化温度下性能随老化时间变化的趋势。

试验发现，随着老化时间延长，推进剂强度升高，最大伸长率下降，而界面剪切强度老化初期升高，老化后期下降的趋势较为明显。

但是，无论在哪种老化温度下，界面剪切强度都高于技术指标要求。

由此得出推进剂是影响该发动机装药贮存寿命的关键因素，按照标准规定的方法对试验结果进行了处理，预测该发动机装药在25℃下的贮存寿命为13.7年。

关键词：固体火箭发动机；装药；贮存寿命；老化中图分类号：TJ763文献标识码：A文章编号：1673-5048（2014）04-0058-040引言固体火箭发动机装备部队后面临的一个重要问题是其贮存寿命问题，准确预估其贮存寿命可以避免提前退役带来的浪费，以及过期服役所带来的丧失作战能力甚至威胁自身安全的严重后果[1-2]。

因此，进行发动机寿命预估具有重要的现实意义。

发达国家非常注重固体火箭发动机贮存寿命的研究，美国制定了长期使用寿命分析（LongRangeServiceLifeAnalysis，LRSLA）计划，该计划主要依靠全尺寸发动机贮存试验和解剖，但这种大规模的全弹贮存、监测方法耗费巨大。

目前我国固体火箭发动机贮存寿命预估大多采用经验估计与少量贮存产品定期点火试车相结合的概略估计方法。

国内外的研究表明，发动机寿命的薄弱环节是其装药的寿命。

采用加速老化试验法预测发动机装药贮存寿命的方法，是一种快速试验方法，能为预估发动机贮存寿命提供一定的参考[3]。

研究同时表明，决定发动机贮存寿命的主要因素有两个：一个是发动机装药中推进剂药柱的寿命，另一个是壳体/绝热层/衬层/推进剂等界面的寿命。

发动机中装药在长期贮存过程中老化的主要表现形式是力学性能的变化，包括两种形式：一是推进剂药柱力学性能随老化时间延长发生变化，一般是最大拉伸强度增加而最大伸长率下降；另一种是装药各界面力学性能发生变化，一般表现为界面粘接强度随老化时间延长而下降。

国防科技大学学报第30卷第1期J OUR NAL OF NA TIONA L UNIVERSI TY OF DEFENSE TECHNO LO GY Vol.30No.12008文章编号:1001-2486(2008)01-0015-04含内聚空洞固体发动机药柱的寿命预估X李九天1,雷勇军1,袁端才1,申志彬1,蒙上阳2(1.国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073; 2.中国人民解放军63961部队,北京100012)摘要:为了对含内聚空洞固体导弹发动机的贮存寿命进行预估,采用加速老化试验,得到该推进剂最大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,对含内聚空洞的发动机贮存一定时间后直接点火发射过程进行数值仿真,从中获得发动机药柱在点火增压和轴向过载联合作用下的最大Von Mises应变。

将不同贮存期药柱的最大Von Mises应变值与推进剂的最大延伸率进行对比,利用结构完整性评估准则,给出了某发动机药柱不同贮存期间内聚空洞大小的允许值。

该方法可为含内聚空洞固体发动机的判废提供定量参考。

关键词:固体导弹发动机;粘弹性;内聚空洞;老化试验;贮存寿命中图分类号:V512文献标识码:AThe Prediction of the Service Life of Solid MotorGrain with Cohesive CavitiesLI Jiu-tian1,LEI Yong-jun1,YUAN Duan-cai1,SHE N Zh-i bin1,MENG Shang-yang2(1.College of Aerospace and M aterial Engineeri ng,National Uni v.of Defense Technology,Changsha410073,China;2.Chinese People.s Liberation Army63961Uni t,Beijing100012,China)Abstract:Cohesive cavities often occur in the solid missile motor grain.T he s train field analysis of the cohesive cavi ty is an i mportant problem to the evaluation of grain structural integrity.In this paper,a method to analyze the cohesive cavity.s strain field is presented.Wi th accelerated aging test,the variation law of the extensibility of propellant in the storage period was ing three-di mension viscoelastic finite element method,the Von Mises strain of the grain with cohesive cavi ties under in ternal pressure and axial acceleration loading was analyzed.In comparing the extensibility of propellant and the Von Mises strain of the grain i n different s torage period,the allowable maxi mu m diameter of the cohesive cavi ty in different storage period was determined by the maximum Von Mises strain criterion.The analysis of a practical motor shows that the analytical method and these conclusions are available for using solid motor with cohesive cavities.Key words:solid missile motor;viscoelasticity;cohesive cavity;ag i ng test;storage life导致发动机药柱产生内聚空洞的现象很多。

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。

固体发动机药柱完整性失效的判据刘梅;高波;董新刚;郜婕【摘要】固体发动机工作过程中,燃烧室药柱处于三向受压状态下,围压条件对推进剂力学性能有增强.该增强作用在细观结构上表现为延缓推进剂中微裂纹与真空孔穴(脱湿)的出现,并限制其在固体填料周围粘合剂中的扩展;在宏观力学性能上表现为在低温高应变率下推进剂的最大伸长率εm由常压下的较小值增大到接近断裂伸长率εb.通过围压环境对推进剂力学性能的影响分析,提出以推进剂断裂伸长率εb 作为药柱在工作内压下的失效判据,并结合某翼柱型装药结构的有限元分析、完整性评估及地面试验,验证了该判据的合理性.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2018(041)004【总页数】5页(P424-427,508)【关键词】固体发动机;最大伸长率;围压环境;失效判据;有限元分析【作者】刘梅;高波;董新刚;郜婕【作者单位】中国航天科技集团公司四院四十一所,西安 710025;中国航天科技集团公司第四研究院,西安 710025;中国航天科技集团公司四院四十一所,西安710025;中国航天科技集团公司四院四十一所,西安 710025【正文语种】中文【中图分类】V4350 引言固体火箭发动机在工作过程中，燃烧室内为高温高压的燃气，药柱及界面均处于三向受压状态。

而装药所用的固体推进剂是含有大量固体颗粒的聚合物，呈粘弹特性，其力学性能对时间和温度具有很大的依赖关系，同时具有明显的拉压不等特性。

国内外学者针对压强对固体弹性材料力学性能的影响开展了一系列研究。

Kruse、Jones[1]等的实验表明，固体推进剂属于压力敏感材料。

Tra Issac Y[2]及Paip C H [3]的研究表明，固体弹性材料在不同压强环境下的力学行为规律与常压下的变化规律差异很大。

Liu C T 等[4]针对围压对高填充弹性体内裂纹扩展的影响机理展开了研究。

Md.Abu Sayeed[5]及Md.Abdul Alim[6]分别研究了围压对粒状弹性材料强度和变形特性的影响。

固体火箭发动机装药寿命评估方法探讨
高海燕
【期刊名称】《地面防空武器》
【年(卷),期】2006(000)004
【摘要】发动机是导弹系统的关键部件，又是一次性使用的不可更换产品。

若发动机性能降低，直接影响到装备的作战性能，还有可能造成人员伤亡和重大经济损失。

所以，发动机的寿命往往决定了导弹的寿命。

科学地、准确地判断发动机的贮存寿命，就可避免过早销毁或更换所造成的巨大浪费，也可避免因过期使用而带来的严重后果。

【总页数】3页(P53-55)
【作者】高海燕
【作者单位】空军装备研究院防空所三室
【正文语种】中文
【中图分类】V4
【相关文献】
1.固体火箭发动机粘接界面湿热老化与寿命评估
2.固体火箭发动机装药结构完整性研究进展
3.固体火箭发动机装药设计的一种燃面推移方法研究
4.含装药缺陷的固体火箭发动机性能评估综述
5.基于阶梯多根装药的固体火箭发动机内弹道设计方法研究
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