固體發(fā)動(dòng)機(jī)纖維纏繞殼體的成型工藝設(shè)計(jì)及試驗(yàn)

        采用網(wǎng)格理論對纏繞殼體進(jìn)行了工藝參數(shù)的設(shè)計(jì)計(jì)算，計(jì)算出纏繞工藝參數(shù)，結(jié)合微機(jī)控制纏繞軟件編制程序，提出了強(qiáng)度設(shè)計(jì)、線型控制、變形校核三位一體的設(shè)計(jì)思想。確定了纏繞工藝設(shè)計(jì)的內(nèi)容、計(jì)算方法及所需和所應(yīng)產(chǎn)生的參數(shù)結(jié)構(gòu)。對包絡(luò)線軌跡進(jìn)行平滑處理，控制纏繞線型。用實(shí)驗(yàn)進(jìn)行殼體筒身段的強(qiáng)度設(shè)計(jì)和變形f強(qiáng)度1校核，結(jié)果表明理論分析與實(shí)驗(yàn)結(jié)果能夠較好地相互吻合，殼體的爆破壓強(qiáng)誤差較小。其值小于5%。

       高性能有機(jī)纖維／環(huán)氧復(fù)合材料是一種先進(jìn)的復(fù)合材料，由于它具有比強(qiáng)度大、比模量高等特點(diǎn)，己用于纏繞固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體，以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)高質(zhì)量比的技術(shù)指標(biāo)要求。纖維纏繞是生產(chǎn)纖維增強(qiáng)復(fù)合材料固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體f（SRMC)及航空航天壓力容器理想的工藝方法。這類制品一般為兩端帶有球、橢球或等張力平衡型封頭、兩端開口直徑不等的圓柱殼體。纏繞工藝設(shè)計(jì)的主要內(nèi)容是進(jìn)行纏繞層結(jié)構(gòu)、材料、性能及工藝參數(shù)等一系列的數(shù)學(xué)計(jì)算，而纏繞工藝設(shè)計(jì)是SRMC纏繞成型的基礎(chǔ)和必要步驟。目前廣泛應(yīng)用于SRMC復(fù)合材料殼體設(shè)計(jì)的理論是網(wǎng)格理論。該理論的主要思想是假設(shè)基體對復(fù)合材料強(qiáng)度的貢獻(xiàn)很小，甚至可以忽略。由于該理論基礎(chǔ)過于簡單。其不足之處也顯而易見。但是，在國內(nèi)外仍然被用作殼體初步設(shè)計(jì)時(shí)的方法。本文以網(wǎng)格理論為工藝設(shè)計(jì)計(jì)算基礎(chǔ)，計(jì)算出纏繞工藝參數(shù)，結(jié)合微機(jī)控制纏繞軟件編制程序。提出了強(qiáng)度設(shè)計(jì)、線型控制、變形校核三位一體的設(shè)計(jì)思想。確定了纏繞工藝設(shè)計(jì)的內(nèi)容、計(jì)算方法，并選擇或建立了與纏繞工藝設(shè)計(jì)各項(xiàng)內(nèi)容相應(yīng)的數(shù)學(xué)模型公式。結(jié)合實(shí)驗(yàn)進(jìn)行殼體筒身段的強(qiáng)度設(shè)計(jì)。結(jié)果表明理論分析與實(shí)驗(yàn)結(jié)果能夠在一定程度相亙吻合。

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