摘要：针对固体火箭发动机炭纤维/环氧树脂复合材料壳体及其防热结构温度场问题,进行了风洞试验模型设计,开展了某弹道下气动热环境试验,获取温度分布规律。采用一维瞬态传热理论数值模拟方法,对比计算了试验工况,所得到的温度场与试验结果吻合较好,可有效模拟该类问题,为壳体防热结构设计提供了参考。同时,分析了热流密度、热辐射、防热层结构设计、防热材料热物理性能是影响温度场计算的几项主要因素,其中,热流密度和热辐射是影响计算的输入参数,防热材料热物理性能及结构是影响温度场分布的设计参数。

摘要：结合工程实践,设计了固体火箭发动机用复合材料在温度影响下的力学性能实验方案;分析了温度对环氧树脂基体、复合材料单向板力学性能的影响;研究了温度对复合材料容器及实际产品爆破压强的影响,获得了材料在温度影响下的力学特性及在载荷作用下的构件的破坏机理。实验结果为建立该材料的典型微结构特征和宏观力学性能的定量关系提供了验证数据,也为航天固体火箭发动机复合材料壳体结构设计提供了重要材料参数。

摘要：为获取复合材料在温度影响下的力学性能,提出了理论预示模型,分析并讨论了模型中的相关参数,建立了满足固体火箭发动机壳体用炭纤维/环氧树脂复合材料及基体材料随温度变化的数学模型。应用该预示方法获取的数据与实验结果吻合较好,能够获得材料在任意温度下的性能变化规律,可作为工程应用中材料设计的计算手段和选材基本依据,对评价和应用复合材料耐热性有一定的指导意义。同时,利用网格理论及混合定律,分析了平衡型纤维缠绕复合材料壳体随温度变化的规律,将该方法扩展到对复合材料壳体爆破压强随温度变化的性能预示。

摘要：对轴压载荷作用下固体火箭发动机复合材料裙与壳体搭接区的受力变形情况及承载能力进行了有限元分析，应用板壳理论对搭接区进行了分析，证明有限元计算结果合理可信；对裙搭接长度在40～60mm范围内进行了寻优计算。结果说明，搭接区裙外铺层是搭接区最薄弱的环节；影响搭接区承载能力的主要结构因素有裙尖厚度、裙外铺层厚度、直段橡胶长度；随裙搭接长度的增大，搭接区承载能力呈现先增大后减小的趋势，存在搭接区承载能力的极大值。该分析方法和结果可供搭接区分析设计参考。

摘要：以NOL环试样的拉伸强度作为考察指标,通过对T700/E-51复合材料的固化制度进行正交试验设计,研究了固化工艺对纤维缠绕炭纤维增强复合材料力学性能的影响。对试验结果进行了极差分析和方差分析,结果表明,通过正交试验设计方法研究固化工艺对复合材料性能的影响,可以大大减少试验次数;后固化温度下的保温时间对试件力学性能影响最大;目前采用的固化制度不是最优组合,需要进一步寻求最优组合。

摘要：以NOL环试样的拉伸强度作为考察指标,通过对T700/E-51复合材料的张力制度进行水平设计和性能测试,研究了缠绕工艺中张力制度对炭纤维增强复合材料力学性能的影响。试验结果和方差分析表明:a)张力制度对T700/E～51NOL环试件的拉伸性能有显著影响;b)采用张力递减制度能够提高NOL环试件的拉伸性能;c)为了降低试件性能的变异性,需要从工艺上解决张力递减制度的连续性。

摘要：以NOL环试样的拉伸强度作为考察指标,通过对T700/E-51复合材料的固化制度进行正交试验设计,研究了固化工艺对碳纤维增强复合材料力学性能的影响。极差分析和方差分析表明:a)通过正交试验设计方法研究固化工艺对复合材料性能的影响,可以大大减少试验次数;b)后固化温度下的保温时间对试件力学性能影响最大;c)目前采用的固化制度不是最优组合,需要进一步寻求最优组合。