导读:本文包含了固体火箭发动机壳体论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:脱模剂,固体火箭发动机燃烧室,大长径比,叁元乙丙
固体火箭发动机壳体论文文献综述
张宁,耿志刚,李聪,张云,刘峥[1]（2019）在《一种脱模剂在固体火箭发动机燃烧室壳体绝热材料成型中的应用》一文中研究指出分析了不同脱模剂在固体火箭发动机燃烧室壳体绝热材料成型中的脱模效果,结果表明:8421A脱模剂的质量分数为15%时,表面张力值为22.3mN/m,脱模次数最大,效果最佳。按照工艺方法处理后,用于长径比为18的绝热材料成型中可循环使用9次,且制备的产品合格率达100%,性能满足设计需求。此种脱模剂应用于其它大长径比产品中,脱模效果也尤为显着。(本文来源于《航天制造技术》期刊2019年05期）
王倩,隋欣,张亚俊[2]（2019）在《一种复合材料壳体的固体火箭发动机结构完整性分析》一文中研究指出目前复合材料壳体在固体火箭发动机上的应用非常广泛，研究采用复合材料壳体的固体火箭发动机的结构完整性也愈加重要。本文基于ABAQUS有限元分析软件，建立了一种复合材料壳体的固体火箭发动机有限元模型。建模中将复合材料壳体作为各项异性材料，只考虑其宏观力学性能，通过数值模拟对该发动机装药在固化降温条件下进行受力分析，并对模型设计进行优化。通过调整人工脱粘层的脱粘深度，分别计算了人工脱粘层根部粘接点距前封头赤道线的距离为0mm、30mm、60mm叁组工况。计算结果表明，对于该发动机模型，在固化降温后，药柱整体发生轴向缩短变形，装药的应力、应变主要集中在人工脱粘层根部粘接点附近。人工脱粘层根部粘接点距前封头赤道线的距离为0mm时相比人工脱粘层根部粘接点距前封头赤道线的距离为30mm和60mm时的Von Mises等效应力、应变较大，而后两者差异不大。本文同时研究了在固化降温过程中复合材料壳体的受力变形情况，壳体的应力、应变集中部位为壳体与铝裙连接处，在脱粘段壳体变形不受装药影响，变形不明显，而在粘接段壳体与装药变形相互耦合，变形量较大。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第四十届技术交流会暨第四届空天动力联合会议论文集——S01固体推进及相关技术》期刊2019-08-14）
严博燕,吕江彦,刘元敏[3]（2019）在《固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构优化设计》一文中研究指出针对某型号发动机喷管扩张段壳体结构,建立了高精度叁维扩张段热结构FEM模型,计算了喷管工作时扩张段壳体结构在承受高温、高压以及作动器外载的联合作用下,结构的应变及位移分布规律,并与全尺寸发动机喷管热联试的试验结果作对比。结果表明:热结构仿真计算与试验结果吻合较好,其中关键承载部位应变最大误差小于15%,验证了热结构仿真模型准确性及精度,可以用于工程上扩张段壳体热结构强度校核。在此基础上,以环/母向筋条数量为设计变量,采用First-order优化方法对喷管扩张段壳体结构进行减重优化设计,在满足强度和刚度要求的前提下实现了目标结构约30. 8%的有效减重。以上计算结果对于固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构设计优化,准确预估结构安全裕度有着一定的参考价值。(本文来源于《火箭推进》期刊2019年03期）
张博,李俊峰,吴军,殷凯,邵芬[4]（2019）在《固体火箭发动机壳体低压力开裂原因分析》一文中研究指出通过化学成分分析、力学性能试验、断口宏微观分析等方法,对某固体火箭发动机壳体水压试验低压力开裂的原因进行了分析。结果表明:该发动机壳体开裂的性质为低应力下的韧性断裂,开裂的主要原因是发动机壳体外表面局部区域存在微裂纹缺陷。(本文来源于《理化检验(物理分册)》期刊2019年06期）
和玉晓,杨江波,钟臻荣,吴钦,卢启辉[5]（2018）在《调质态成型技术在超高强钢固体火箭发动机燃烧室壳体上的应用》一文中研究指出以某型号产品为例,通过产品的结构和工艺性分析,制定了合理的调质态成型工艺路线,摸索出了合理的调质态工艺参数,将调质态旋压、调质态焊接以及调质态铆接技术应用于该发动机壳体制造加工。产品加工后尺寸、性能满足了设计要求,为发动机壳体的制造提供了一种新型加工方法。(本文来源于《航天制造技术》期刊2018年06期）
宋孟奇,侯晓,沙宝林[6]（2019）在《固体火箭发动机壳体固化过程温度场影响因素分析》一文中研究指出考虑固化反应热的影响和固化过程中复合材料物性参数的发展变化,以某Φ1400 mm固体火箭发动机壳体模型为基础,对复合材料固化过程中温度场进行了热化学耦合有限元分析,并与实验测量结果进行了对比;为了优化固化工艺,提高壳体制造水平,针对固化制度中的最高温度保温时间、固化温度偏差、对流传热系数等影响壳体固化过程温度场的因素进行了分析。结果表明,所建立的热化学耦合数值模型的计算结果与试验测量数据绝对误差率在6%以内,验证了该数值模型的可靠性;固化工艺偏差和对流传热系数波动都会对绝热层内壁温度产生非常大的影响;为保障绝热层的完全硫化,应适当延长固化制度的最高温度保温时间,使工艺安全系数提高到2倍左右。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2019年04期）
周娥,刘凯,王晓勇,熊建平[7]（2018）在《大型固体火箭发动机碳纤维缠绕壳体超声波C扫描检测技术应用》一文中研究指出采用超声波穿透法对大型缠绕壳体进行大量C扫描成像检测试验与数据积累,验证该方法可有效检测出大型缠绕壳体直筒段内部分层、脱粘等缺陷,得出超声波C扫描成像检测技术可对大型缠绕壳体内部质量进行检测评估的结论,有利于大型缠绕壳体设计优化与可靠使用。(本文来源于《航天制造技术》期刊2018年05期）
尤军峰,刘浩,王春光[8]（2018）在《固体火箭发动机复合材料壳体细观力学仿真分析》一文中研究指出根据固体火箭发动机复合材料壳体逐层缠绕的实际工艺进行复合材料壳体细观力学有限元计算方法研究,并针对复合材料壳体封头纤维缠方向(缠绕角)和厚度从赤道到极孔不断变化、纵向缠绕层间有经纬双向织物进行补强的结构特点,编制计算程序,精确计算出封头部位每个纵向缠绕层缠绕角的大小以及缠绕层随半径变化的层厚,采用编程与商用软件相结合的方法,较真实地建立固体火箭发动机复合材料壳体有限元分析模型,并模拟水压试验工况进行了有限元仿真计算,计算结果与水压试验结果误差在8%以内。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2018年05期）
栗永峰,张赋,申志彬,李海阳[9]（2018）在《固体火箭发动机复合材料壳体裙黏接性能分析》一文中研究指出采用数值计算方法研究复合材料壳体裙连接结构的黏接性能。通过建立纤维缠绕壳体的有限元模型,采用内聚力模型定义裙黏接面的接触关系,引入黏接界面的损伤失效准则,模拟黏接界面的脱黏行为,以此预测裙连接结构的极限承载。同时,研究壳体的轴向和环向应变及黏接面上的剪应力分布情况,以及弹性层的弹性模量与黏接长度对黏接性能的影响。数值算例表明,计算结果与实验数据相吻合,验证了该方法的正确性。所提方法可用于裙连接结构的优化设计中。(本文来源于《国防科技大学学报》期刊2018年02期）
王云霞,马利锋,张浩哲,涂四华[10]（2018）在《尾翼搭载固体火箭发动机壳体数值仿真及试验研究》一文中研究指出针对导弹尾翼搭载于固体火箭发动机壳体上这一特殊结构,建立3D有限元模型,进行内压与外载荷联合强度仿真计算,用于指导尾翼接头附近的壳体局部结构设计。并开展了相同载荷下尾翼搭载发动机壳体结构的静力试验,通过仿真计算及静力试验结果的对比,表明仿真计算可以指导尾翼搭载发动机壳体的结构设计,且仿真计算结果与静力试验结果偏差为8.4%。(本文来源于《强度与环境》期刊2018年01期）
固体火箭发动机壳体论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
目前复合材料壳体在固体火箭发动机上的应用非常广泛，研究采用复合材料壳体的固体火箭发动机的结构完整性也愈加重要。本文基于ABAQUS有限元分析软件，建立了一种复合材料壳体的固体火箭发动机有限元模型。建模中将复合材料壳体作为各项异性材料，只考虑其宏观力学性能，通过数值模拟对该发动机装药在固化降温条件下进行受力分析，并对模型设计进行优化。通过调整人工脱粘层的脱粘深度，分别计算了人工脱粘层根部粘接点距前封头赤道线的距离为0mm、30mm、60mm叁组工况。计算结果表明，对于该发动机模型，在固化降温后，药柱整体发生轴向缩短变形，装药的应力、应变主要集中在人工脱粘层根部粘接点附近。人工脱粘层根部粘接点距前封头赤道线的距离为0mm时相比人工脱粘层根部粘接点距前封头赤道线的距离为30mm和60mm时的Von Mises等效应力、应变较大，而后两者差异不大。本文同时研究了在固化降温过程中复合材料壳体的受力变形情况，壳体的应力、应变集中部位为壳体与铝裙连接处，在脱粘段壳体变形不受装药影响，变形不明显，而在粘接段壳体与装药变形相互耦合，变形量较大。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
固体火箭发动机壳体论文参考文献
[1].张宁,耿志刚,李聪,张云,刘峥.一种脱模剂在固体火箭发动机燃烧室壳体绝热材料成型中的应用[J].航天制造技术.2019
[2].王倩,隋欣,张亚俊.一种复合材料壳体的固体火箭发动机结构完整性分析[C].中国航天第叁专业信息网第四十届技术交流会暨第四届空天动力联合会议论文集——S01固体推进及相关技术.2019
[3].严博燕,吕江彦,刘元敏.固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构优化设计[J].火箭推进.2019
[4].张博,李俊峰,吴军,殷凯,邵芬.固体火箭发动机壳体低压力开裂原因分析[J].理化检验(物理分册).2019
[5].和玉晓,杨江波,钟臻荣,吴钦,卢启辉.调质态成型技术在超高强钢固体火箭发动机燃烧室壳体上的应用[J].航天制造技术.2018
[6].宋孟奇,侯晓,沙宝林.固体火箭发动机壳体固化过程温度场影响因素分析[J].固体火箭技术.2019
[7].周娥,刘凯,王晓勇,熊建平.大型固体火箭发动机碳纤维缠绕壳体超声波C扫描检测技术应用[J].航天制造技术.2018
[8].尤军峰,刘浩,王春光.固体火箭发动机复合材料壳体细观力学仿真分析[J].固体火箭技术.2018
[9].栗永峰,张赋,申志彬,李海阳.固体火箭发动机复合材料壳体裙黏接性能分析[J].国防科技大学学报.2018
[10].王云霞,马利锋,张浩哲,涂四华.尾翼搭载固体火箭发动机壳体数值仿真及试验研究[J].强度与环境.2018
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