温度载荷下带筋套管形装药结构完整性分析

为了分析带筋套管形装药在低温多次出现点火爆炸的原因,基于Updated Lagrangian方法,推导了热粘弹性大变形增量本构关系。在分析瞬态温度场的基础上,进一步给出了热应力应变分布,指出了危险点位置。通过选取十二种热膨胀系数以及十四种肉厚系数,对推进剂药柱进行了结构完整性计算,得出热膨胀系数与最大等效应力应变成线性关系,而肉厚系数与最大等效应力应变之间成指数函数关系的结论。结果说明：肉厚系数的选择对固体火箭发动机装药保持结构完整性有重要影响。     

大长径比固体火箭发动机旋转发射过程中装药结构完整性

以防空导弹大长径比双推力固体火箭发动机装药为研究对象,分析了导弹旋转发射出筒过程中承受的各类载荷。通过计算装药的应力-应变场,发现了装药的危险部位,进而分析了燃烧室发生高压爆炸原因。     

撞击载荷作用下固体火箭发动机安全性分析

以机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型为基础,考虑推进剂基体粘性加热,结合热粘弹理论和动力有限元法,分析计算发动机结构撞击变形及装药内部热点形成,确定产生高温热点撞击临界速度.通过对含能材料Steven撞击试验、小型试验发动机撞击试验分析计算及结果对比,证明了理论模型及计算方法的有效性.     

固体火箭发动机柔性接头拉伸载荷下强度分析

柔性接头是固体火箭发动机摆动喷管的执行部件,由若干同心的环状球体的弹性件、增强件以及前后法兰相互交替地粘接在一起而成,采用轴对称有限元法对柔性接头在拉伸载荷下进行了强度分析,得到了在0.5MPa弹射压强的拉伸载荷作用下柔性接头应力分布,由此计算弹性件与增强件之间界面最大拉应力及层间剪应力分别为2.34MPa和0.28MPa,界面粘接强度满足使用要求。      

固化降温-立式贮存下固体火箭发动机装药结构响应缩比关系研究

为研究固体火箭发动机在固化降温-立式贮存载荷下药柱结构响应的缩比关系,在弹性假设下,从弹性力学三个基本方程出发并考虑温度的影响,利用量纲分析法通过定义各参数的特征量,推导了固体火箭发动机装药结构响应缩比相似基准。考虑蠕变效应,利用有限元软件分析了固化降温-立式贮存1年后药柱和药柱/绝热层界面的结构响应,讨论了缩比相似基准在不同工况下的适用性。建立了药柱前后端部轴向位移与时间和缩比率的关系,基于该关系预测了立式贮存3年后药柱端部最大轴向位移量。结果表明：建立的缩比相似基准适用于固化降温工况,立式贮存工况下不同缩比率药柱沿不同特征路径的应力与应变分布规律相似,相差不超过4%,但药柱/绝热层界面应力响应差别较大,立式贮存3年后药柱端部最大轴向位移量的预测值与计算值相比误差不超过3%。     

基于BP神经网络和遗传算法的结构优化设计

现代航空发动机不断追求提高推重比,优化其零部件的结构设计日益重要。传统结构优化方法耗时多且不易掌握。针对这一问题,本文提出了将BP神经网络和遗传算法相结合用于结构优化设计的方法,并编制了相应的计算程序,实现了一个含9个设计变量的发动机盘模型的结构优化计算。计算证明,与传统结构优化方法相比,此方法计算速度快、精度良好。      

耦合蠕变损伤的Chaboche粘塑性本构方程的应用

为了改善 Chaboche粘塑性统一本构方程描述第三阶段蠕变的能力 ,按照 Lemaitre有效应力的概念 ,采用 Kachanov损伤演化方程 ,推导了耦合各向同性损伤因子的 Chaboche粘塑性流动方程和硬化方程。当耦合损伤时 ,内变量演化方程形式不变 ,并不显含损伤因子 D。将之用于镍基高温合金 Udimet72 0 Li的蠕变描述 ,得到了该合金的蠕变损伤参数。通过对双轴试样的有限元计算 ,发现了 Kachanov损伤演化方程对单轴和多轴蠕变的预测并不协调。在损伤演化方程中引入多轴损伤因子得到了与实验数据基本一致的蠕变寿命结果。     

冷却环带喷注结构对煤油超临界液膜的影响研究

针对液氧/煤油补燃发动机液膜冷却过程,建立了超临界条件下的液膜冷却模型,分析了冷却环带喷注结构对局部流动和冷却效果的影响.在超临界条件下,煤油和周围燃气为同种流体,用同一组方程来描述其流动与传热过程,对3种典型冷却环喷注结构的流动进行了数值模拟.结果表明:冷却环带的出口角度、台阶结构和喷射角对局部流动和传热有显著影响,出口角度小于90°的台阶式结构可减小局部回流从而有利于推力室的热防护.      

不同压比下冷却剂流量对塞锥再生冷却换热的影响

为了解塞式喷管发动机高低空不同的再生冷却换热特性,分别对二维型面内喷管和塞锥建立计算模型,采用数值模拟的方法,得出内喷管的冷却换热结果和出口参数,重点研究了塞锥在地面和设计点工作时的不同换热特性及其冷却剂流量的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:地面工况下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度和温度的影响较大,高空环境下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度的影响较小;在冷却剂流量相同的情况下,塞锥和塞锥底部在地面工况下的壁面温度要远高于在高空环境下的温度;在相同工况和相同冷却剂流量的情况下,塞锥壁面上的温度要远高于塞锥底部壁面上的温度.     

横向加速度对飞行发动机绝热层烧蚀影响的实验研究

设计了实验发动机与实验装置,进行了一系列飞行固体火箭发动机横向过载模拟试验,获得了不同加速度下发动机内绝热层烧蚀率定量化的试验数据。验证了横向加速度严重影响局部绝热层烧蚀的事实。机理分析表明,此种结果是由于横向加速度作用下燃气中Al₂O₃液态粒子偏离发动机中心线,沿离心力方向大量沉积所致。此项研究为相关的工程设计提供了基础性的依据。      

固体火箭发动机喷管热结构一体化计算

基于user-defined function(UDF)技术将固体火箭发动机喷管热结构计算程序嵌入到FLUENT软件中,通过UDF宏命令实现FLUENT耦合传热结果数据的提取,编写了接触边界的自动识别程序,采用直接约束法模拟喷管界面间的接触非线性问题,实现了固体火箭发动机喷管热结构的一体化计算.      

潜入喷管背壁区熔渣沉积的机理分析与数值模拟

为了探求固体火箭发动机潜入喷管背壁区中熔渣沉积的机理和预估方法,采用欧拉-拉格朗日法模拟两相内流场,采用随机轨道模型跟踪离散相轨迹,确定了燃烧室中粒子的直径分布和两种熔渣捕获判据,分析了不同壁面恢复系数对熔渣沉积计算的影响,计算得到的熔渣最小占Al2O3总生成量的0.201%,最大占到0.287%.与实验数据对比证明该预估方法是准确可靠的.     

微型脉冲推力器点火瞬变过程特性分析

对微型脉冲推力器的点火过渡过程的瞬变燃烧特性进行了研究。选择dp/dt燃速瞬变燃烧模型,结合二维轴对称湍流N-S方程对推力器内流场参数进行了数值计算,获得了推力器点火过程的压强-时间p-t曲线以及推进剂内部温度分布情况。该数值模拟结果与作者获得的推力器试验结果基本一致,说明dp/dt模型也能适用于点火升压速率较高的情况。      

一种有效评估推进剂药柱老化的方法

固体火箭发动机用的合成推进剂其物理性能会随使用年限发生很大的变化.因此在估算安全界限及重新评估剩余寿命时,需要对时效的火箭发动机在其寿命跨度的各个不同阶段进行结构完整性分析.而且在分析的时候必须采用现时的推进剂物理参数,以获得可靠的分析结果.在推进剂暴露面处,因时效而引起的物理性能变化更是尤为明显.而用传统方法评估的物理参数不可能真实地反映现时推进剂的物理性能.本文提出一种利用小型实验装置测量推进器药柱表面应力应变响应的技术.在此技术中,采用特殊设计的装置测量出推进剂表面以恒速率受压时的应力响应.然后将所测得的应力应变行为与经人工时效的推进剂拉伸试验测得的物理参数建立起相应的关系.研究表明它们之间存在着很好的对应关系,它能明确给出发动机推进剂的物理性能参数.与传统方法相比,它既安全又经济.     

超期贮存固体火箭发动机使用性能评估

解剖了自然贮存14年的某型发动机,对所得推进剂进行了力学和燃烧性能测试.理论分析中建立了发动机三维内弹道和有限元模型,并根据计算流体动力学(CFD)计算边界网格和有限元模型(FEM)药柱表面网格异构但空间位置一致的特点,开发了发动机内弹道压力转化为药柱有限元载荷的算法,完成了发动机工作过程流场-结构的耦合分析,并对发动机的内弹道和药柱结构完整性进行了评估.试验表明:长期贮存后发动机中端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂力学性能变化体现模量增加和延伸率降低,燃烧性能也有一定变化;计算所得发动机内弹道能完成发射任务,同时发动机药柱的力学性能能保证工作期间的结构完整性,发动机基本满足使用要求.      

新型航空润滑油油膜拖动力计算研究

在自制的试验装置上测量了新型航空润滑油油膜拖动力;给出了高剪切率弹流润滑下的Ery-ing特征应力、极限剪切应力、剪切弹性模量的新型航空油流变参数拟合计算式;确定了该油本构方程;建立了该油油膜拖动力计算式, 并进行了试验验证.试验结果表明:该油在试验条件下表现为粘弹性;拖动力的理论计算值与试验测量值相当吻合.给出的拖动力计算方法可用于指导润滑分析领域的工程计算.      

导弹尾部外形对发动机水下点火推力的影响

利用球形气泡模型,通过数值求解研究了导弹尾部对发动机水下点火时推力峰值、尾部压力分布以及推力波动特性的影响.计算结果表明:尾部收敛段半锥顶角的变化对推力峰值影响较大,半锥顶角大于45°时,随着半锥顶角的减小,推力峰值缓慢下降;半锥顶角小于45°时,推力峰值随着半锥顶角的减小而加速下降;半锥顶角对推力达到峰值的时间影响较小;推力达到峰值时尾部收敛段压力分布变化较大;半锥顶角对推力波动特性影响很小.      

基于B-P本构模型的涡轮盘应力分析

针对Bodner-Partom统一粘塑性本构方程,采用Euler前差显式积分方法,编制了用户子程序,把该本构方程结合进了大型通用有限元软件ANSYS,进行了一维和二维的算例验证,并针对某涡轮盘进行了三维应力分析。该程序可考虑材料变形的率相关、循环加载等情况,适用于航空发动机高温部件非线性结构分析。