上海大学学报（自然科学版）
上海大學學報（自然科學版）
상해대학학보（자연과학판）
JOURNAL OF SHANGHAI UNIVERSITY (NATURAL SCIENCE EDITION)
2014年
4期
480-488
,共9页
整体毡C/C复合材料%应力极值%失效
整體氈C/C複閤材料%應力極值%失效
정체전C/C복합재료%응력겁치%실효
needled integral felt C/C composite%ultimate strength%failure
采用有限元方法(finite element method,FEM)计算了固体火箭发动机(solid rocket motor,SRM)工作过程中及工作结束后的整体毡C/C复合材料喉衬的温度场及应力场,并将其应力极值与材料性能测试所得的强度极限值进行了比较分析.结果表明,在发动机工作过程中喉衬结构完整,发动机工作结束后喉衬所承受的最大轴向拉应力超出了材料的轴向拉伸强度极限,喉衬轴向受拉失效而纵向开裂.最后,通过发动机点火实验过程中及实验后喉衬的扫描电子显微镜(scanning electron microscope,SEM)分析对实验分析结果进行了验证.
採用有限元方法(finite element method,FEM)計算瞭固體火箭髮動機(solid rocket motor,SRM)工作過程中及工作結束後的整體氈C/C複閤材料喉襯的溫度場及應力場,併將其應力極值與材料性能測試所得的彊度極限值進行瞭比較分析.結果錶明,在髮動機工作過程中喉襯結構完整,髮動機工作結束後喉襯所承受的最大軸嚮拉應力超齣瞭材料的軸嚮拉伸彊度極限,喉襯軸嚮受拉失效而縱嚮開裂.最後,通過髮動機點火實驗過程中及實驗後喉襯的掃描電子顯微鏡(scanning electron microscope,SEM)分析對實驗分析結果進行瞭驗證.
채용유한원방법(finite element method,FEM)계산료고체화전발동궤(solid rocket motor,SRM)공작과정중급공작결속후적정체전C/C복합재료후츤적온도장급응력장,병장기응력겁치여재료성능측시소득적강도겁한치진행료비교분석.결과표명,재발동궤공작과정중후츤결구완정,발동궤공작결속후후츤소승수적최대축향랍응력초출료재료적축향랍신강도겁한,후츤축향수랍실효이종향개렬.최후,통과발동궤점화실험과정중급실험후후츤적소묘전자현미경(scanning electron microscope,SEM)분석대실험분석결과진행료험증.
