Analysis of Composite Rocket Motor Case using Finite Element Method

Ramanjaneyulu, V.; Murthy, V. Balakrishna; Mohan, R. Chandra; Raju, C. Naga

doi:10.1016/j.matpr.2017.12.069

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“…Carbon-fiber reinforced polymer (CFRP) composites are widely used in aerospace, ships, weapons and other fields because of their excellent mechanical properties [1]. The composite structures are usually made of filament-wound composite materials, such as directional pipe and composite rocket motor cases [2,3]. Under complex stress conditions, the damage usually occurs in the transverse direction perpendicular to the fiber [4].…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Effect of interface and matrix strength on transverse tensile strength of unidirectional CFRP composite

Bu¹,

Ruan²,

Liu³

2023

Modelling Simul. Mater. Sci. Eng.

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To illustrate the effect of interface and matrix on the transverse mechanical properties of unidirectional carbon fiber reinforced polymer (UD-CFRP) composites, a calculation method for the transverse tensile strength of UD-CFRP considering the interface cracking process was proposed. The effect of interface crack on the composite stress field was considered based on the representative volume element model with a crack interface, and the crack propagation behavior of interface was simulated by the Benzeggagh-Kenane criterion. The transverse tensile strength of unidirectional T300/BSL914C composites was studied using the theoretical method and finite element (FE) model with random fiber distribution. The theoretical results agreed well with the FE results and the relationships between composite strength, interface strength and matrix strength were provided by the theoretical method. The results show that the interface could be divided into three types according to the strength ratio of interface and matrix, including weakest interface, weak interface, and strong interface. When the interface belongs to the weakest or strong interface, the transverse tensile strength is unaffected by the interface strength and it increases linearly with the increase of matrix strength. When the interface belongs to the weak interface, the transverse tensile strength increases linearly with the increase of interface strength and it is unaffected by matrix strength.

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Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Effect of interface and matrix strength on transverse tensile strength of unidirectional CFRP composite

Bu¹,

Ruan²,

Liu³

2023

Modelling Simul. Mater. Sci. Eng.

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“…At present, carbon fiber-reinforced composites are widely used for strategic missiles and delivery systems, with several related papers published in this field. Ramanjaneyulu et al [4] explored the SRMC using the finite element method, revealing that the hoop stress was gradually increased from the outer layer to the inner layer in all parts of the SRMC. Özaslan et al [5] designed and analyzed a filament wound composite SRMC with finite element analysis and compared burst tests regarding the fiber direction strain distribution through the outer surface of the motor case to verify the analysis.…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Design and Analysis of Solid Rocket Composite Motor Case Connector Using Finite Element Method

Zhu

Wang

Shen³

et al. 2022

Polymers

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The connector is an essential component in the solid rocket motor case (SRMC), and its weight and performance can directly affect the blasting performance of SRMC. Considering the lightweight design of these structures, fiber-reinforced composite materials are used for the major components. In this study, the finite element analysis of the SRMC connector was performed. The lay-up design and structure optimum design of the connector were studied. Furthermore, the strain distribution on the composite body was compared with experimental measurements. The results demonstrate that the calculated value of the final preferred solution was within the allowable range, and at least 31% weight loss was achieved, suggesting that the performance of the optimum design was optimized. The comparison between the finite element calculation and the test results suggests that the design was within the allowable range and reasonable.

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“…La adición de materiales particulados (fillers) y fibras cortas modifica el desempeño y mejora sustancialmente la estabilidad termomecánica y ablativa del material compuesto [10][11][12][13]. Cuando los PACMs son expuestos a temperaturas por encima del límite de degradación térmica de la matriz (≈250 a 600°C), su estructura experimenta descomposición (fenómeno de pirolisis) y se produce una capa carbonizada; al respecto, el carbono es considerado un material de alto desempeño ablativo [9,[15][16]. Esta capa carbonizada promueve la retención (aglomeración) de los fillers incorporados y el proceso de ablación se puede llevar a cabo de manera efectiva, ya que el material puede continuar absorbiendo calor endotérmicamente [5].…”

Section: Introductionunclassified

“…Al respecto, las fibras cortas de asbesto y vidrio se han incorporado con éxito, logrando mantener la integridad de los compuestos en el ambiente ablativo severo [2][3]. A pesar del excelente comportamiento ablativo que poseen los PACMs, sus desempeños mecánicos no logran resistir las cargas de alta presión generadas durante la propulsión de un motor-cohete [16]. Por esta razón, la zona ablativa se debe reforzar externamente con un material de alta resistencia específica (zona estructural) como la fibra de carbono, por ejemplo [18][19].…”

Section: Introductionunclassified

Materiales compuestos ablativos de matriz polimérica y su aplicación en la fabricación de componentes de propulsión aeroespacial

Robayo-Salazar¹,

Hermann²,

Padrón

et al. 2020

Rev. Fac. Ing.

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El desarrollo de sistemas de protección térmica y materiales compuestos de alta temperatura para la fabricación de componentes de propulsión de bajo peso representa un reto importante para la industria aeroespacial, especialmente en el campo de la cohetería. La cámara de combustión del cohete, propulsores y boquillas deben diseñarse para soportar temperaturas de trabajo superiores a los 1600-2000 °C en un ambiente ablativo severo. Esta investigación se enfoca en la obtención y caracterización de materiales compuestos ablativos basados en una matriz de resina poliéster (30%) reforzada con materiales particulados (fillers) (67%) y fibras cortas de vidrio (3%); destacando que los fillers corresponden a residuos o subproductos industriales tipo escoria siderúrgica, escoria de aluminio, escoria de fundición y residuo cerámico. Los compuestos fueron caracterizados físico-mecánicamente y sometidos a un ensayo ablativo de llama directa (~1600-2000 °C, 120 segundos), reportando niveles de aislamiento térmico de entre 72.6-92.9%, con temperaturas máximas en la cara opuesta a la llama de entre 141.6-548.8 °C, y pérdidas de peso posteriores al ensayo ablativo de entre 8.5-13.2%. Con base en los resultados obtenidos, se eligieron los compuestos óptimos y su aplicación fue validada en la fabricación de componentes de propulsión tipo toberas de motor-cohete, las cuales fueron sometidas a una prueba estática de combustión real utilizando un propelente sólido tipo Candy KNSu (65%KNO3-35%Sucrosa). Los resultados obtenidos demostraron la posibilidad de producir compuestos ablativos y sistemas de protección térmica a partir de materiales de fácil adquisición y altos contenidos de subproductos industriales; aplicaciones que se consideran de suma importancia para desarrollar el campo aeroespacial colombiano en la construcción de cohetes de sondeo con fines científicos, tecnológicos y militares.

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Analysis of Composite Rocket Motor Case using Finite Element Method

Cited by 11 publications

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Effect of interface and matrix strength on transverse tensile strength of unidirectional CFRP composite

Effect of interface and matrix strength on transverse tensile strength of unidirectional CFRP composite

Design and Analysis of Solid Rocket Composite Motor Case Connector Using Finite Element Method

Materiales compuestos ablativos de matriz polimérica y su aplicación en la fabricación de componentes de propulsión aeroespacial

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