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1、硕 士 学 位 论 文含 粘 弹 性 衬 层 的 圆 柱 壳 结 构 力 学 响 应 分 析MECHANICAL RESPONSE ANALYSISOF CYLINDRICAL SHELL WITHVISCO-ELASTIC LINER马 晓 威哈 尔 滨 工 业 大 学2012 年 6 月国 内 图 书 分 类 号 ： V435 学 校 代 码 ： 10213国 际 图 书 分 类 号 ： 530 密 级 ： 公 开工 学 硕 士 学 位 论 文含 粘 弹 性 衬 层 的 圆 柱 壳 结 构 力 学 响 应 分 析硕 士 研 究 生 ： 马 晓 威导 师 ： 孙 毅 教 授申 请 学 位 ：
2、 工 学 硕 士学 科 ： 固 体 力 学所 在 单 位 ： 航 天 工 程 与 力 学 系答 辩 日 期 ： 2012 年 6 月授 予 学 位 单 位 ： 哈 尔 滨 工 业 大 学Classified Index:V435U.D.C:530Dissertation for the Master Degree in EngineeringMECHANICAL RESPONSE ANALYSISOF CYLINDRICAL SHELL WITHVISCO-ELASTIC LINERCandidate： Ma XiaoweiSupervisor： Prof. Sun YiAcademic De
3、gree Applied for： Master of EngineeringSpeciality： Solid MechanicsAffiliation： Department of AstronauticalScience and MechanicsDate of Defence： June, 2012Degree-Conferring-Institution： Harbin Institute of Technology摘 要摘 要固 体 火 箭 发 动 机 在 药 柱 浇 铸 后 ， 需 要 进 行 降 温 固 化 过 程 。 由 于 推 进 剂 、 衬层 、 绝 热 层 及 壳 体
4、材 料 之 间 的 热 膨 胀 系 数 不 同 ， 导 致 其 收 缩 变 形 不 同 。 在 两 种材 料 的 交 界 面 处 ， 因 材 料 属 性 的 不 同 会 有 应 力 集 中 的 现 象 出 现 ， 导 致 界 面 处 出现 裂 纹 、 孔 洞 等 缺 陷 ， 从 而 造 成 发 动 机 在 工 作 时 失 效 ， 甚 至 发 生 大 灾 难 。 本 课题 采 用 有 限 元 法 ， 针 对 某 型 号 固 体 火 箭 发 动 机 ， 模 拟 其 固 化 降 温 过 程 ， 分 析 衬层 结 构 的 力 学 响 应 。 同 时 针 对 衬 层 附 近 交 界 面 处 的 应 力
5、情 况 ， 对 衬 层 结 构 进 行优 化 设 计 。 本 文 的 主 要 研 究 内 容 如 下 ：介 绍 固 体 火 箭 发 动 机 的 结 构 特 点 及 衬 层 对 于 整 体 结 构 的 重 要 作 用 。 同 时 ，概 述 目 前 国 内 外 对 于 固 体 火 箭 发 动 机 结 构 完 整 性 研 究 的 进 展 及 成 果 ， 分 析 并 总结 影 响 衬 层 粘 接 性 能 的 主 要 因 素 。简 述 粘 弹 性 理 论 的 基 本 方 程 。 在 此 基 础 上 ， 介 绍 了 ABAQUS 有 限 元 软 件 ，并 对 其 中 粘 弹 性 问 题 的 求 解 方 法
6、 及 软 件 中 的 结 构 热 分 析 给 出 了 数 学 表 达 式 ， 推导 了 瞬 态 温 度 场 和 稳 态 温 度 场 下 的 有 限 元 求 解 方 法 。对 于 典 型 的 固 体 火 箭 发 动 机 结 构 ， 进 行 结 构 简 化 ， 建 立 1/2 结 构 的 轴 对 称模 型 。 对 在 自 然 环 境 中 进 行 固 化 降 温 的 有 限 元 模 型 进 行 数 值 模 拟 ， 分 析 其 温 度场 、 应 力 场 、 应 变 场 的 分 布 规 律 ， 并 确 定 衬 层 界 面 的 危 险 点 位 置 。 同 时 ， 针 对衬 层 不 同 材 料 参 数 和
7、衬 层 厚 度 对 应 力 场 的 影 响 程 度 进 行 对 比 分 析 。针 对 某 型 号 固 体 火 箭 发 动 机 的 实 际 模 型 ， 分 别 建 立 含 有 人 工 脱 粘 层 和 不 含人 工 脱 粘 层 结 构 的 二 维 轴 对 称 模 型 。 对 在 自 然 环 境 中 进 行 固 化 降 温 的 有 限 元 模型 进 行 数 值 模 拟 ， 分 析 其 温 度 场 、 应 力 场 的 分 布 规 律 。 通 过 对 结 果 进 行 对 比 分析 ， 验 证 人 工 脱 粘 层 具 有 释 放 应 力 的 作 用 并 确 定 衬 层 界 面 的 危 险 点 位 置 。
8、在 此基 础 上 ，分 析 衬 层 和 绝 热 层 的 材 料 参 数 对 于 推 进 剂 /衬 层 /绝 热 层 交 界 面 处 应 力 场的 影 响 ， 并 将 衬 层 结 构 设 置 为 功 能 梯 度 过 渡 层 ， 对 结 构 进 行 优 化 设 计 。关 键 词 ： 固 体 火 箭 发 动 机 ； 衬 层 ； 粘 弹 性 ； 固 化 降 温 ； 有 限 元 法 ；-I-AbstractAbstractDuring the curing process of the solid propellant rocket motor, because of thedifferent mate
9、rial properties, the deformations of the propellant, liner, inhibitor andthe motor-case are also different. Due to the different material properties, the cracksor other imperfections will occur which will provide additional burning surfaces,resulting in possible engine failure. This paper deals with
10、 the propellant curingprocess, and analyzes the reaction of the liner structure with finite element method.The material properties of the liner and inhibitor will be changed to optimize therocket motor.An introduction of the solid propellant rocket motor was made. The progressand achievements of the
11、 structure integrity of the solid motor was summarized andthe main factors affecting the bonding strength was analyzed.Based on the basic equations of the visco-elastic theory, the applications to thefinite element software ABAQUS was intruduced. The heat analysis was studied andthe method to solve
12、the steady thermal analysis and transient thermal analysis wasderived.A simplification of the classic solid propellant rocket motor was made, and aone-half axis-symmetrical finite element model was built. The temperature field,stress field and the strain field were analyzed, and the dangerous point
13、on the linerwas found out. A comparison of the reaction to the change of the properties of theliner material was made.Based on an actual model of a solid propellant rocket motor, the transientthermal analysis was simulated. The temperature field and stress field were analyzed,and the dangerous point
14、 on the liner was found out. Comparing the results of themodels with artificial debonding and which without it, the artificial debonding layerwas verified that it could release the stress. The stress on the interface was decreasedby optimizing the liner structure.Keywords: solid propellant rocket motor, liner, visco-elasticity, curing, finiteelement method- II -目 录目 录摘 要 . IABSTRACT . II第 1 章 绪 论 . 11.1 课 题 来 源 和 研 究 目 的 及 意 义 . 11.2 衬 层 及 其 相 关 领 域 的 发 展 概 况 . 11.2.1 固 体 火 箭 发 动 机 衬 层 概 述 . 11.
