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本文考虑超高强度钢固体发动机壳体对裂纹、氢脆或应力腐蚀等缺陷的敏感性,及损伤(缺陷)在特定的应力和环境下可能扩展的特性,就壳体的容伤设计问题进行了探讨.根据壳体中可能预存损伤的假设,提出了以容伤系数描述壳体的容伤限.文中以实例给出了使用容伤系数确定壳体水压验证试验压强的具体方法.如此确定的壳体水压验证试验压强,实际上即是存有损伤壳体的最大许用载荷. 相似文献
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本文根据试件试验结果,利用壳体理论的研究成果,给出一个计算截锥形曲板侧压临界载荷的工程经验公式。该曲板两圆弧边铰支,两直线边弹性支持。 相似文献
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脉冲发动机复合壳体的强度分析及优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
采用ANSYS有限元软件对脉冲发动机复合壳体进行了结构强度分析和优化设计。用六节点三角形单元对复合壳体模型离散化;给出了复合壳体在临界压力载荷下的失效模式;分别在两种材料层中对最大应力约束下,以减少复合壳体的总质量为目标,对复合壳体的壁厚尺寸和过渡圆半径尺寸等设计变量进行了优化,并对设计变量的敏感度进行了分析。计算结果表明,在工作压力载荷下,安装在轨姿控舱体内的脉冲发动机的强度可以满足设计要求;壁厚尺寸是关键的优化设计变量,优化后脉冲发动机复合壳体的总质量可减轻5.7%。理论分析结果与试验结果相吻合。 相似文献
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定速拉伸的固体推进剂双轴板条的应力分析 总被引:2,自引:0,他引:2
对固体推进剂双轴板条试件进行了有限元分析,并考虑了粘弹性对应力结果的影响,分析结果表明,双轴板条试件中心域为平面应变状态,与发动机药柱中部内孔表面相似,并给出了计算杨氏模量所需的修正系数。 相似文献
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以超硬铝合金棒材加工的加强接头零件,在阳极化处理后发现阳极化膜层呈木纹状形貌,为确定其产生的原因及对产品造成的影响,综合运用力学性能、化学分析及金相组织分析手段进行分析试验,并得出铝合金纵向强化效应是产生此问题的主要原因。 相似文献
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磁力矩器用磁性材料力学性能研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为确定用于磁力矩器的铁镍合金、铁钴合金和铁铝合金3种磁性材料的力学性能,对它们进行了力学拉伸试验,发现材料塑性不同会对试件断裂位置产生一定影响,主要表现为塑性材料在设计薄弱部位断裂,而脆性材料在夹持应力集中位置断裂。根据这一结果,对拉伸试验进行有限元模拟分析,计算结果表明导致断裂位置差异的原因主要是设计薄弱部位的长度以及试件夹持部位出现应力集中。依据有限元计算结果,对试件进行了改进设计并重新模拟计算,结果显示,改进后的3种合金材料试件在拉伸试验中其断裂部位均出现在设计薄弱部位。铁钴合金试件改进后的拉伸试验也充分验证了模拟计算的准确性。由此给出了3种材料合理的力学性能参数。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(2)
固体火箭发动机壳体缓释技术是提高固体火箭发动机服役安全性的重要技术手段之一。文章梳理了国内外固体火箭发动机壳体缓释技术方面的研究进展,根据各技术能够提供的排气泄压通道面积大小,将壳体缓释技术分为整体失强、头/筒分离和局部排气三大类,系统地对比了各项技术的设计思路、工作原理和实用效果。结合国外地地导弹、空空导弹和舰空导弹等导弹发动机壳体缓释技术应用实例和低易损性试验结果,阐明了壳体缓释技术对固体火箭发动机服役安全性的提升作用。最后,给出了使用发动机壳体缓释技术进行安全性总体设计的设计思路,并提出了固体火箭发动机安全性设计中应重点考虑排气通道临界面积和排气通道开启时刻两个关键因素。文中所述的研究进展可为固体火箭发动机服役安全性设计和优化提供参考。 相似文献
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由应力松弛试验数据确定松弛模量和蠕变柔量 总被引:5,自引:0,他引:5
用粘弹性有限元法计算药柱应力需要给出推进剂的松弛模量和蠕变柔量的Prong级精有达式,利用应力松弛模量的Prong级数模式,通过最小二乘法对由试验求得的应力松弛模量-时间曲线进行拟合,求出松弛模量的Prong级数中系数和指数,再利用蠕变柔量与松弛模量的关系式,求得蠕变柔量的Prong级数中的系数和指数,以此计算药柱的应力。 相似文献
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某发射装置扭板式平衡机的设计 总被引:1,自引:1,他引:0
针对某飞行器发射装置的结构特点,给出了扭板式平衡机设计主要参数的计算及其加工工艺。相应的扭转测试表明,试验结果与计算结果基本一致,平衡曲线平滑,性能满足总体要求。 相似文献
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《Acta Astronautica》2013,82(2):570-577
Anisogrid composite shells have been developed and applied since the eighties by the Russian technology aiming at critical weight structures for space launchers, as interstages and cone adapters. The manufacturing process commonly applied is based on the wet filament winding. The paper concerns with some developments of design and manufacturing recently performed at the Italian Aerospace Research Center on a cylindrical structural model representative of this kind of structures. The framework of preliminary design is improved by introducing the concept of suboptimal configuration in order to match the stiffness requirement of the shell and minimise the mass, in conjunction with the typical strength constraints. The undertaken manufacturing process is based on dry robotic winding for the lattice structure and for the outer skin, with the aid of usual rubber tooling and new devices for the automated deposition strategy. Resin infusion under vacuum bag and co-cure of the system of ribs and skin is finally applied out-of-autoclave, with the aid of a heated mandrel. With such approach an interstage structural model (scale factor 1:1.5) has been designed, manufactured and tested. Design requirements and loads refer to a typical space launcher whose baseline configuration is made in aluminium. The global mechanical test of the manufactured structure has confirmed the expected high structural performance. The possibility to reach substantial weight savings in comparison with the aluminium benchmark has been fully demonstrated. 相似文献
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碳-环氧树脂(C/E)复合材料三角形网格加劲壳是一种先进的宇航结构。其总体失稳临界载荷计算是设计中的一个重要问题。本文为这种壳体结构的临界载荷计算提供了一个计算方法。为了验证这个计算方法,本文给出了三个C/E复合材料三角形网格加劲圆筒壳的外压试验结果。临界外压的实验结果与理论予示相当一致。因此,本文提供的临界外压计算公式可供设计使用。 相似文献
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基于FE-SEA方法的卫星部组件随机振动条件研究 总被引:5,自引:2,他引:3
卫星部组件的随机振动试验条件确定是较为困难的,通常依据以往试验结果和经验给出。文章尝试应用混合有限元-统计能量分析方法(FE-SEA方法)预示卫星部组件的随机振动环境,以此确定星上部组件的随机振动试验条件。文章首先介绍了该方法的基本理论;随后,用该方法对卫星部组件在星箭界面基础激励和外场声激励联合作用下的加速度响应进行了分析;最后,在综合考虑预示结果和工艺检验要求的基础上,探讨了部组件随机振动条件的确定方法。研究结果表明:FE-SEA方法建模简便,适用于组合载荷作用下的宽频随机振动响应预示,并且,可以较为方便地确定部组件随机振动条件。 相似文献
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本文针对轴对称海防型号飞行器的特点,尝试在弹道坐标系内建立了气动参数估计的数学模型,较之传统的体系内建立的数学模型,其非线性程度小,方程间的耦合程度大大减弱,考虑到轴对称气动特点,使特估参数大大减少,有效地提高了估计效率。文中同时对气动参数可性做了一定的分析。某民导弹的模拟辨识结果表明所建立的数学模型及估计过程正确,有效。最后采用某次飞行打靶的实测数据进行了气动参数的辨识,弹道重构的结果令人满意。 相似文献
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提出了一种针对非合作接近威胁飞行器的安全性分析方法,具备对多脉冲接近的威胁飞行器进行安全性分析的能力,所得结果可对自主规避决策提供支撑。文中给出了安全性分析流程,从能量约束等角度出发,选取脉冲冲量、交会时间以及最小相对距离三种参数作为安全性分析指标;随后对指标标准化,建立了多指标加权综合评价与决策模型。仿真结果表明,在本文模型下,非合作主动接近飞行器施加多脉冲机动变轨对目标器进行接近,其每次脉冲均会在安全性评价值中得到体现,算法可对脉冲真实意图进行准确判断。本文提出的安全性分析方法可推动空间复杂环境下卫星面对各种主动威胁时的安全性分析研究,对未来卫星防护体系及相关技术的研究具有一定参考意义。 相似文献
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基于Gauss伪谱法的高超声速飞行器多约束三维再入轨迹优化 总被引:2,自引:0,他引:2
高超声速飞行器再入飞行过程中,需要满足多种过程约束和终端状态约束,同时再入初始状态根据飞行任务不同会有较大变化,针对其特点的快速轨迹优化问题已成为当今热点。本文研究了一种基于"初值轨迹生成+Gauss伪谱法+SQP求解NLP"的方法,既利用了Gauss伪谱法收敛快、精度高的特点,又结合初值轨迹生成算法,弥补了Gauss伪谱法对初值敏感的不足。本文在仿真过程中选取再入总吸热量最小为性能指标,求解了满足多种约束的再入轨迹,并将优化的结果与数值积分的结果进行比较,验证了此算法有效性和可行性。 相似文献
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基于相关性理论建模方法,对空间遥感器进行仿真模态和试验模态的相关性分析。并通过关键参数的灵敏度分析和优化,实现了对遥感器有限元模型的修正。验证了相关性理论应用在遥感器结构动力学模型修正方面的可行性。 相似文献