为了提高固体火箭发动机(SRM)的外载荷承载能力,研究了其复合材料壳体的失效机制,提出了复合材料壳体的增强改进结构形式。通过提高复合材料外缠绕层的轴向刚度和横向弯曲刚度,使得连接区域内的内、外缠绕层的轴向变形相协调,改善了内、外缠绕层的轴向承载分配,使增强改进后的复合材料壳体结构的承载能力提高了124%,而结构质量增加低于10%。研究结果表明: SRM复合材料壳体承载能力的关键因素是连接区域内复合材料内、外缠绕层的刚度匹配设计,只有保证连接区域内的刚度匹配和位移变形相协调,才能充分发挥复合材料壳体的承载能力。
针对锥柱一体化复合材料壳体应力响应和损伤演化过程复杂,对于其整体受力响应分布不明问题,采用仿真和实验相结合的方式探明其损伤失效演化过程。
根据锥柱一体化复合材料壳体结构,采用非测地线方式获得当前锥段、柱段、两侧封头的缠绕线型,并结合三次样条厚度预测方法获得厚度分布曲线。对封头和锥段缠绕角度变化过程采用离散化方式获得其离散刚度分布。编制轴对称单元建立锥柱一体化复合材料壳体仿真分析模型,并在直筒段中部施加轴向位移约束,在内部施加压力载荷,采用轴对称单元位移模式描述壳体结构变形。采用Hashin失效判据对损伤及失效过程进行仿真模拟。
仿真分析结果表明,锥柱一体化复合材料壳体在锥柱交界处存在应力集中现象,导致环向层出现基体的率先失效和纤维纱束的提前断裂。随着壳体锥段锥角的不断增加,其缠绕角度和厚度分布呈现典型的非线性特征,且角度变化逐渐加剧。在该锥柱一体化复合材料壳体承载过程中,其锥柱交界处由于存在附加的弯矩和横向剪力作用,导致其铺层基体率先开始出现损伤并扩展,直至最后锥柱交界处和直筒段赤道圆处纤维发生断裂,该锥柱一体化壳体发生承载失效。
(1) 与直筒身结构相比,锥柱一体化复合材料壳体结构缠绕线型从筒身到赤道圆呈现非线性特征,且随着锥段角度的增加其缠绕厚度和缠绕角度非线性现象逐渐明显。(2) 与直筒形式相比锥柱交界处复合材料层结构存在横向剪力和弯矩,致使内外层存在应力差距,使得螺旋层层内外差距大于环向缠绕层。另外,锥角的存在降低了锥柱一体化复合材料壳体锥段小端的赤道圆及封头的应力水平,使得该封头部位相较于直筒段赤道圆和封头安全。(3) 补强后壳体损伤主要集中在直筒段赤道圆、锥柱交接区、锥段赤道圆附近,且随压力增加锥柱交接区的基体在横向剪力和弯矩作用下出现拉伸破坏且集中程度逐渐加剧,加剧了该处应力分布状况,最终造成交接区和直筒段环向层纤维断裂。
锥柱一体化复合材料壳体作为新兴固体火箭发动机主体承载结构形式,相较于直筒结构固体火箭发动机壳体纤维缠绕结构形式复杂,且其在承受内压载荷下的损伤失效过程及失效模式不明晰。为此,针对锥柱一体化复合材料壳体具有结构上的特殊性、缠绕线型上的多样性、应力响应上的复杂性问题,本文构建了锥柱一体化复合材料壳体分析模型,开展了锥柱一体化异型结构件线型规划,失效模式、爆破位置、以及爆破压强预测方面研究。结果表明锥柱一体化复合材料壳体交接处存在应力突变现象,削弱了该处纤维缠绕层的承载能力,且主要呈现为环向纤维断裂失效模式;锥角的存在降低了锥段小端的赤道圆及封头的应力水平,使得该封头部位相较于直筒段赤道圆和封头安全;补强后壳体损伤主要集中在直筒段赤道圆、锥柱交接区、锥段赤道圆附近,且随压力增加锥柱交接区的基体在横向剪力和弯矩作用下出现拉伸破坏且集中程度逐渐加剧,恶化了该处应力分布状况,最终使得交接区和直筒段环向层纤维断裂。该研究成果可为锥柱一体化复合材料壳体结构缠绕铺层设计提供理论参考依据。
锥柱一体化复合材料壳体作为新兴固体火箭发动机主体承载结构形式,相较于直筒结构固体火箭发动机壳体纤维缠绕结构形式复杂,且其在承受内压载荷下的损伤失效过程及失效模式不明晰。为此,本文构建了锥柱一体化复合材料壳体分析模型,开展了锥柱一体化缠绕异型结构件线型规划,失效模式、爆破位置、以及爆破压强预测方面研究。结果表明锥柱一体化复合材料壳体交接处存在应力突变现象,削弱了该处纤维缠绕层的承载能力,且主要呈现为环向纤维断裂失效模式。本文研究成果可以为锥柱一体化复合材料壳体的结构铺层设计与失效分析提供理论依据。