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航天器气闸舱方形货舱门与门框结构一体化设计 总被引:2,自引:0,他引:2
针对航天器气闸舱货舱门与大开口门框面临的相对滑移量大及结构强度差问题,提出了门框刚度补强及增加限位装置的设计方法。通过分析舱门与舱体的相对变形及应力水平,验证了设计方法的有效性。结果表明:门框增加纵向梁刚度补强可有效降低结构的应力水平及相对滑移量;增加舱门与门框之间的限位装置,可进一步有效降低相对变形;限位装置的限位量越大,舱门与舱体的相对变形及应力水平越小,但限位装置的应力越大。舱门与舱体的一体化设计可有效提高舱门的密封性能及结构的安全性,可为我国空间站气闸舱的构型选型及参数设计提供参考。 相似文献
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纤维缠绕圆环压力容器设计分析 总被引:3,自引:0,他引:3
基于网格理论,得到了纤维缠绕圆环压力容器在内压作用下的平衡方程。求解方程,得均衡缠绕角和纤维厚度都是平行圆半径R的减函数,即圆环外缘最小;纤维应力是R的增函数,即圆环外缘最大。利用最大应力强度准则,得到了单一螺旋缠绕及螺旋加环向缠绕圆环压力容器爆破压强的计算式。为了使计算的爆破压强与实际结果相符合,纤维发挥强度的选取必须由模拟试验确定。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(4)
固体火箭推进剂应用广泛,基于一体化包覆纤维缠绕工艺,对药柱缠绕过程进行数值模拟应力计算。利用ABAQUS建立有限元模型进行数值计算,对药柱各节点应力进行分析。基于实际工况列出预紧力、药柱位移速度、药柱旋转速度、纤维带宽四个工艺参数,对缠绕过程进行动态仿真模拟,同时通过静态模拟多层缠绕工况。计算结果表明,单圈缠绕结束后药柱主体应力在0.060~0.120 MPa内,最大应力为0.202 MPa;预紧力和纤维带宽对于缠绕应力的影响较大,预紧力越大,应力越大,而纤维带宽越宽,应力越小,药柱移速和转速对缠绕应力影响较小;多层缠绕时药柱应力大小会随着缠绕层数的增加而上升,上升速度越来越慢,16层时最大应力可达0.338 MPa,研究结果及数据对于带药纤维缠绕工艺具有支撑借鉴意义。 相似文献
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确定控制推进剂中裂纹扩展的Paris定律,给出了应力强度因子和裂纹扩展速率之间的幂律关系。但是,这对正确表达粘弹材料中裂纹扩展不尽合适。利用线性累积破坏理论和破坏区的概念,我们给出如下修正定律 da/dt aT=Aα/t_m式中α是达到最大应力σ_m时裂纹前端区域的长度,t_m是与单向拉伸试验中的最大应力相应的时间。就单边预裂试样的拉伸试验而言,本定律可使其结果的分散大大减小,研究中采用CTPB和聚氨酯推进剂。 相似文献
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针对某新研单元发动机喷注器热阻优化的问题,采用仿真计算分析研究支架结构参数对支架热阻与结构强度的影响,并基于响应面法(RSM)对喷注器支架进行结构优化设计。计算结果表明:在计算范围内,对支架隔热性能影响最大的是支架高度,其次是支架厚度,最后是支架孔直径。随着支架高度的增加,支架热阻逐渐增大,而支架热阻则随着支架厚度与孔直径的增加而降低。对支架结构等效应力影响最大的是支架孔直径,其次是支架高度,最后是支架厚度,并且随着支架孔直径的增加,支架结构等效应力逐渐增大,而支架最大等效应力随着支架高度和厚度的增加而减小。通过采用响应面法改进后的支架在结构强度满足发动机力学环境的条件下,喷注器热阻得到明显提高。 相似文献
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火箭结构可靠性设计分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文为火箭结构可靠性设计分析的综合性报告。从实用观点,考虑到可靠性设计的合理性以及传统安全系数设计的方便性,提出可靠性安全系数法。可靠性安全系数常比传统安全系数小,因而,在满足所要求的可靠性指标情况下,常可使结构重量减轻。 文中讨论了结构可靠性设计指标与分配;简介了可靠性设计的一般方法;通过可靠性安全系数,把可靠性设计与试验检验直接相联系,列出了试验检验算式。此外,综述了结构强度统计中的一些具体问题。文中给出了有关结构强度变差系数及可靠性安全系数图表,供查用。 相似文献
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采用T800碳纤维/聚醚醚酮(T800/PEEK)预浸料,以高温、模压方式制备了热塑性单向复合材料,通过拉伸、面内剪切试验方法对其模量和强度进行了测试分析,得到了不同载荷形式作用下的宏观失效破坏模式。针对T800/PEEK复合材料的微细观结构特点,建立了有限元代表性体积单元模型(RVE)和碳纤维、PEEK基体以及纤维/基体界面三种材料的本构关系,基于渐进损伤失效模型和内聚力模型得到了单轴拉伸/压缩、面内剪切载荷作用下单元模型的应力应变曲线和微细观失效模式。相比于试验测试结果,有限元模型预测得到的拉伸模量/强度相差最大为11%,剪切模量/强度相差最大为5%。 相似文献
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本文导出了计算液体火箭喷管内壁面辐射角系数的通用关系式。利用Simpson公式求得了8个喷管延伸段内壁面对内壁面,12个喷管延伸段内壁面对入口面积和内壁面对出口面积的辐射角系数。计算段出口面积比ε_(?)=50,75,100及144。还提出了一个有较高精度的内壁面对出口面积辐射角系数半对数实用计算公式。 相似文献
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纤维缠绕圆锥壳体设计分析 总被引:1,自引:0,他引:1
以纤维缠绕结构的网格理论为基础,建立了纤维缠绕圆锥壳体在内压作用下的平衡方程。求解该方程,得到了纤维应力、纤维厚度和均衡缠绕角的解析解。对螺旋加环向缠绕,从圆锥大端到小端,纤维厚度和均衡缠绕角逐渐增大,纤维应力逐渐减小。利用最大应力强度准则,得到了单一螺旋缠绕及螺旋加环向缠绕圆锥壳体爆破压强的计算公式。为了使计算的爆破压强与实际结果相符合,纤维发挥强度的选取必须由模拟实验确定。 相似文献
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根据固体火箭发动机地面及高空模拟试验,提出了内弹道性能分析及预示方法,并编制了程序.通过算例给出了某发动机内弹道性能P-t、F-t、q_m-t、I_s-t、m_p-t曲线及试验修正系数k_1、ξ_(C_*)和ξ_(CF).计算表明,理论预示推力与测试推力基本一致,平均推力偏差不大于0.4%,平均比冲偏差不大于0.35%.由该程序计算的内弹道性能可提供导弹总体设计使用. 相似文献
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本文提出用环向缠绕的复合材料垫片对封头进行局部加强,使发动机在圆筒段的螺旋/环向设计应力比提高,最大限度地降低螺旋层材料重量,使压力容器的PV/W值达到最大。本文对最佳封头垫片的加强技术进行了研究和验证。利用试验容器和有限元模型,比较了封头加强的许多方法,得到了最能提高封头强度的加强形式。试验表明,采用这些加强方法封头强度可比未加强的提高17%,而重量增加极小。 相似文献
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空间薄膜阵面预应力导入效应及影响因素 总被引:1,自引:0,他引:1
空间薄膜阵面结构由于其显著特点正得到日益广泛的研究和应用。首先以一个三角形薄膜 阵面为数值分析对象,论文给出了膜面预应力导入的分析方法,并分析了薄膜阵面的预应力 导入效应。在此基础上,提出边缘悬链线影响的分析方法,用五个应力特征参数描述阵面和 悬链线受力,引入应力波动系数描述阵面和悬链线受力均匀度。以四边形阵面为例进行数值 分析,结果表明:在合适的边缘
悬链线型及矢跨比下,阵面的导入应力分布更均匀,刚度更 大。论文所提出的分析方法和结论对薄膜阵面结构设计研发具有参考价值。 相似文献
悬链线型及矢跨比下,阵面的导入应力分布更均匀,刚度更 大。论文所提出的分析方法和结论对薄膜阵面结构设计研发具有参考价值。 相似文献
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提出了一种基于结构可靠性干涉理论的非寿命型环境因子计算方法,这种环境因子充分考虑了可靠性仿真信息和现场试验信息。应用强度-应力干涉理论,通过可靠性仿真计算,得到不同环境下结构可靠性分布参数,运用仿真结果计算环境因子。然后,针对二项型分布数据,结合折合后数据的相容性检验方法,应用Bayes可靠性评估方法阐述了产品可靠性计算过程。最后,以固体火箭发动机药柱结构可靠性作为实例,利用2个压强下的可靠性仿真信息和现场试验信息,计算得到了发动机药柱在高工作压力下的可靠度。这种评估方法可融合现场试验信息、不同应力环境下产品试验信息及仿真信息,有利于解决小子样条件下可靠性评估问题。 相似文献
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复合材料格栅结构的强度分析(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
复合材料格栅结构是由连续纤维缠绕的斜向及环向肋和蒙皮组成的结构。对ANSYS软件进行了二次开发,分别采用层合板和层合梁单元模拟复合材料格栅结构的蒙皮和肋。根据复合材料格栅结构的几何特征及其载荷分布特征,采用周期对称有限元模型,分别以最大应力准则、最大应变准则和蔡-吴准则和Chang刚度退化准则对轴压载荷作用下的复合材料格栅结构破坏过程进行了强度预测,计算结果表明采用蔡-吴准则预测并结合Chang刚度退化准则的计算结果与试验结果的一致性较好。 相似文献
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某水平推力架传动轴出现断裂故障,根据水平推力架结构组成和工作原理对其传动轴损伤机理进行分析,可得出该断裂为低周疲劳所致.基于ANSYS Workbench平台建立传动轴的模型,对传动轴进行强度分析,给出工作载荷下的应力强度、应变及变形计算结果.通过计算结果分析传动轴薄弱部位,得出与传动轴失效部位状态一致.对其进行改进设计,改进后基于强度分析的一种损伤分析方法对传动轴进行损伤仿真分析,得出了使用寿命次数、安全系数和损伤系数的仿真计算结果.通过对照改进前后仿真数据,结果表明改进后的传动轴安全性提高,强度提高,同时结合应力与屈服强度公式计算出传动轴的许用应力满足传动轴设计要求. 相似文献
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针对某型号发动机喷管扩张段壳体结构,建立了高精度三维扩张段热结构FEM模型,计算了喷管工作时扩张段壳体结构在承受高温、高压以及作动器外载的联合作用下,结构的应变及位移分布规律,并与全尺寸发动机喷管热联试的试验结果作对比。结果表明:热结构仿真计算与试验结果吻合较好,其中关键承载部位应变最大误差小于15%,验证了热结构仿真模型准确性及精度,可以用于工程上扩张段壳体热结构强度校核。在此基础上,以环/母向筋条数量为设计变量,采用First-order优化方法对喷管扩张段壳体结构进行减重优化设计,在满足强度和刚度要求的前提下实现了目标结构约30. 8%的有效减重。以上计算结果对于固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构设计优化,准确预估结构安全裕度有着一定的参考价值。 相似文献