碟形锥柱型药柱的燃烧规律

装药设计方法影响发动机内弹道性能，为提高装药利用率，分别采用UG NX和MATLAB软件进行了建模和编程计算，得到了药柱燃烧过程中燃烧面积推移规律和残药率与设计参数的函数关系图，进行了算例分析。计算结果表明：以药柱外径D为基准，当环向槽圆弧半径r∈(0, 0.05D)，圆柱段内孔半径R₂∈(0.1D,0.4D)，环向槽圆弧圆心旋转半径R₃∈(R2,0.42D)，圆柱段长L₂∈(0.4D,1.53D)时，药柱燃烧呈现先增面性后减面性。残药率与r和R₂的变化趋势同为单调递减，残药率与L₂∈的变化趋势为单调递增，残药率与R₃的变化趋势为先增大后减小。从减轻质量，提高强度和提高产品加工制造的工艺性等方面综合考虑，建议优先选择碟形封头。计算结果与实际数据的最大相对误差为0.078%。     

单纯形法下的开槽管型药柱恒面燃烧规律研究

为了得到开槽管型药柱的近于恒面的燃烧规律,建立数学模型,选择燃烧面积的方差作为目标函数,应用解析式方法进行分析研究,并基于单纯形法,同时改变多个设计变量,对开槽管型药柱进行优化。结果表明:设计变量内径、槽深值减小,可以使燃烧面积的变化率减小;端面弧槽半径值增大,可以降低开槽的难度;槽长值增大,可以使燃烧面积的变化率减小;目标函数值的波动幅度减小,使燃烧面积的变化率减小,燃烧规律更趋于恒面性。      

旋转固体发动机燃烧室燃气湍流流动数值模拟

采用贴体坐标系和ＳＩＭＰＬＥ法,对固体发动机在旋转热试车条件下的燃烧室内流场进行了数值模拟。不同燃烧时刻的计算结果表明： 旋转对固体发动机燃烧室燃气流动结构的影响随着燃烧肉厚的退移而显著增强; 在发动机药柱的前翼燃烧消失后, 前封头开口区域的切向涡开始变得强烈; 切向涡的分布呈现Ｒａｎｋｉｎｅ 涡的特点, 在发动机前开口区域涡的固核半径极小, 旋转速度极大, 这将严重影响该区域的热防护, 应引起有关设计人员的高度重视。     

TC4钛合金薄壁带筋锥形环辗轧充填规律

钛合金薄壁带筋锥形环件是航空航天关键基础构件,型槽充填不满、截面轮廓难以精确成形,是该复杂异形环件精密辗轧成形面临的瓶颈问题。本文分析了影响型槽充填行为的关键影响因素,即决定塑性变形行为的每转进给量、以及决定每转进给量在环件内外表面分配比例的驱动辊半径和芯辊半径;以某TC4钛合金薄壁带外筋锥形环辗轧为研究对象,通过ABAQUS的VUAMP子程序开发,建立了实现以常每转进给量进给的芯辊运动闭环控制有限元仿真模型;进而模拟揭示了每转进给量、驱动辊半径和芯辊半径对型槽充填质量(充填率、型槽入口变形及其均匀性)的影响规律。结果表明:随着每转进给量增大,充填率先增大后减小,表明存在一个最佳的每转进给量最利于充填;随着每转进给量增大,型槽入口区域变形越小且分布越均匀,可有效抑制该区域产生裂纹缺陷;随着驱动辊半径增大,充填率逐渐减小,不利于型槽充填;随着芯辊半径增大,充填率逐渐增大,有利于型槽充填。     

画椭圆的一种新方法

随着袖珍计算器的普及和应用,计算工作十分轻便。现介绍一种用几何计算快速近似地画椭圆新方法。 1.二圆弧近似画法: 本法是利用两个圆弧近似完成,圆弧半径分别为R_1和R_2,如图1所示,图中:     

MB8变形镁合金超声疲劳试样解析设计

对MB8变形镁合金超声疲劳试样进行设计计算.为了减小试样振幅,使试样产生较少的热量,减轻冷却系统压力的同时防止试样产生相变等组织变化,将试样设计成变截面形状.根据试样振动位移方程、边界条件和位移连续条件推导出试样谐振长度与其他尺寸的关系,计算出一系列超声疲劳试样的尺寸.结果表明:变截面圆柱和板状试样随着圆弧过渡段长度增大,谐振长度减小,圆弧过渡半径增大;对于无中间等截面段试样,位移应力系数Cs和应力放大系数M随着圆弧过渡段长度减小而减小;对于含有中间等截面段试样,位移应力系数Cs和应力放大系数M随着中间等截面段长度减小而减小.     

膜片翻转过程中的偏心问题及改进方法

金属贮箱膜片翻转试验中出现的偏心问题,易造成气液掺混、推进剂泄露等严重后果.为解决膜片的偏心问题,数值计算膜片翻转过程,通过加入弹塑性本构模型引入了显著的数值偏心现象,膜片的最大偏心量约为60mm,且其偏心表现形式与试验中的偏心形式一致性好.提出了改变锥段高度与膜片厚度、环向加筋等方法解决偏心问题,得出了不同方法对数值偏心现象的改善结果.研究表明:增加膜片厚度改善偏心问题效果最好,但同时会显著提高膜片的屈曲载荷与结构质量;改变锥段高度方法次之,但最优锥段高度需根据膜片圆弧旋转段半径进行相应调整;环向加筋方法稍差,但通用性好,且不会显著提高结构质量.     

突变截面燃烧室声腔纵向振荡频率规律分析

将药柱贴壁浇注的固体火箭发动机燃烧室简化为中间管型药两端容腔的形式,建立了突变截面H型声腔的物理模型,求解了此种声腔纵向振频的理论解和有限元解,以对称声腔与非对称声腔为对象,分析了一些关键几何尺寸对纵向声振频率变化的影响规律.计算结果表明,声振频率受装药长度与燃烧室长度的比值、装药内外径比值以及药柱浇注位置的共同影响.从合理的装药装填率考虑,初始振荡频率小于圆柱型声腔的振频,并随燃面退移连续增大.      

药柱结构对其抗轴向过载能力的影响

采用三维线性粘弹性模型,对构造的8个药柱模型分别进行有限元计算,得出了药柱在轴向过载作用下的变形结果,指出了药柱内危险部位的位置,分析了半径、长径比、翼槽结构对药柱位移、应力、应变场的影响,得到了轴向过载作用下缩比发动机药柱间变形的比例关系,为离心试验时小尺寸模拟发动机药柱的结构设计提供参考。     

无铝CTPB＋PB固体推进剂旋转燃烧的试验研究

启动鱼雷动力系统的固体推进剂药柱系低燃温、无铝复合推进剂，处于旋转状态下燃烧。本项研究利用旋转燃烧试验台进行了药柱的燃烧试验，显示了加速度对无铝推进剂燃烧的影响。结果表明：在试验条件范围内，推进剂药柱随着加速度增大，燃烧室压强增大、燃烧时间缩短。根据实验数据整理出旋转燃烧条件下燃速公式。     

大后翼装药固体发动机喷管收敛段绝热层烧蚀

对具有大后翼装药结构的Φ315 mm发动机和全尺寸发动机进行了地面点火试验。试验后对喷管收敛段绝热层按照沟槽和非沟槽部位进行了解剖,得出了各个部位绝热层的烧蚀和炭化数据。结果表明,和药柱翼槽对应的喷管收敛段绝热层烧蚀严重,而非药柱翼槽对应部位的绝热层烧蚀较小。实测的最大烧蚀率可用于同类发动机的方案设计。     

药柱含扰流板H2O2/HTPB固液火箭发动机 两相流数值计算

研究了药柱中添加扰流板对固液火箭发动机燃烧性能的影响,以北京航空航天大学φ100mm标准固液火箭发动机为计算模型,针对98%H₂O₂/HTPB(过氧化氢/端羟基聚丁二烯)推进剂组合,采用二维轴对称气液两相模型计算了不同药柱位置、不同孔径尺寸的扰流板对固液火箭发动机燃烧性能的影响.结果表明:孔径尺寸更小的扰流板且置扰流板于药柱长度的50%~70%时,平均燃料退移速率最大,燃烧效率最高,这将为扰流板设计提供理论依据.      

GH4169合金晶粒尺寸与持久性能的关联性

以GH4169合金大规格棒材为研究对象,结合棒材的加工过程,利用OM、FE-SEM、EBSD和TEM等手段分析了该合金不同晶粒尺寸试样的持久性能。结果表明:在长时高温应力作用下,不同晶粒尺寸试样呈现不同的持久性能和不同的晶粒取向演变规律。发生变形至断裂的位置,晶粒尺寸较小时,部分〈101〉取向明显转向〈001〉或〈111〉取向,加上宏观变形协调性较好,促使应力集中得到有效释放,表现出较好的塑性;但细晶试样中更多晶界带来的扩散蠕变对高温强度不利,裂纹也容易在与〈111〉硬取向晶粒接邻的晶界处形核并扩展,降低持久寿命;此外,细晶试样的变形程度较大,应变主要集中于晶界处,且大角度取向差的含量较多,这些位置容易萌生裂纹而使寿命降低。     

圆角横槽结构对气膜冷却效率影响的实验研究

为了研究圆角横槽结构对气膜冷却效率的影响,选取槽深、槽宽、圆角半径、吹风比四个影响因素进行正交实验,采用压力敏感漆测试技术对圆孔冷却结构和圆角横槽结构的气膜冷却效率进行测试。结果表明：在低吹风(BR=0.5)、中吹风(BR=1)比、高吹风(BR=1.5)比下,除Case3外,圆角横槽的面平均气膜冷却效率均高于单一圆孔。圆角横槽的面平均气膜冷却效率相对于圆孔冷却结构最高可以提高127％,Case1-Case9中,优化组合的结构参数为：槽宽2.4D,槽深0.6D,圆角半径0.9D,优化组合面平均气膜冷却效率相对于气膜冷却效率最低的Case8可以提高177％。在槽宽、圆角半径、槽深、吹风比四个影响因素中,吹风比对圆角槽气膜冷却效率影响程度最大,其次分别是槽深、槽宽、圆角半径。     

考虑结构完整性和装填分数的星形药柱形状优化

在固体火箭发动机药柱设计过程中,装填分数较大的药柱结构完整性很难满足要求。利用PCL对商用有限元软件MSC Patran/Marc进行二次开发,建立星形药柱发动机的二维参数化有限元模型。在此基础上,采用遗传算法对星形药柱进行了形状优化,以结构完整性最优为优化目标,以装填分数为约束条件,得到了Von mises应变最小且面积装填分数不小于0.85的药柱形状。所提出的方法可方便地应用于各种固体火箭发动机装药设计。     

环瓣式浮环密封表面瑞利台阶型槽气体润滑动压特性

为提高密封气膜的开启能力以满足长寿命设计要求,基于气体润滑理论研究了环瓣式浮环密封表面瑞利台阶型槽的动压特性.采用有限差分方法,数值计算了密封气膜压力分布和动压效应,分析了操作参数和型槽几何参数对密封气膜压力和泄漏率的影响规律.结果表明,表面瑞利台阶型槽可以产生明显的气体润滑动压效应,可使得密封气膜平均压力和泄漏率分别...     

固液火箭发动机装药设计优化

按两类不同的气化速率公式,讨论了固液火箭发动机燃料装药优化设计的方法和程序,并针对某ＨＴＰＢ／ＬＰＸ（或ＧＯＸ）发动机,给出了多孔装药在不同孔数的情形下某些参数随时间的变化以及另一些参数的总体值或平均值,最后应燃料装药设计和配方设计给出了某些结论。     

铝合金盘型件等温辗压过程中晶粒尺寸演化的数值模拟与实验验证

 为了揭示盘型件双面辗压成形过程中微观组织的演化特征,应用数值模拟方法研究了这一成形过程中所发生的动态再结晶和晶粒长大规律.所研究的盘型件材料为铝合金6061,辗压成形温度为350~500 ℃.晶粒尺寸演化规律的数值模拟结果与实验结果基本符合.与整体锻造不同,双面辗压成形没有变形死区,并且越靠近盘型件表面晶粒细化效果越好;辗压头通过对盘型件厚度方向压缩和表面环向剪切两种方式驱动盘型件变形.计算结果表明,即使压下量零增量辗压也会在沟槽附近产生显著变形和晶粒细化,这说明盘型件变形和组织演化主要源于辗压头对盘型件表面的环向剪切;多遍次辗压过程中,第1遍次辗压对晶粒细化的贡献最大,后续辗压的贡献较小;提高成形温度可能会出现动态晶粒长大区,在这种情况下,盘型件上的点将交替发生动态再结晶和动态晶粒长大,最终晶粒尺寸会有一定程度增加.     

Structural optimization of elliptical-tip star propellant grain using sub-problem approximation

A method is presented here for structural optimization of elliptical-tip star grain.The grain structural integrity was improved by minimizing the most critical area of inner bore hoop strain during cool down.Optimization was done by sub-problem approximation method in conjunction with finite element analysis.Both radii of the ellipse were varied during optimization to find the optimal ellipse.The optimization resulted in grain geometry having minimum level of Inner bore hoop strain without violating the preset limits of burning perimeter.The von mises strain at grain inner bore was also reduced in resultant grain.      

Preliminary design and optimization of slotted tube grain for solid rocket motor

In this paper,design and optimization technique of slotted tube grain for solid rocket motors has been discussed.In doing so,the design objectives and constraints have been set,geometric parameters identified,performance prediction parameters calculated,thereafter preliminary designs completed and finally optimal design reached.Geometric model for slotted tube grain configuration has been developed.Average thrust has been taken as the objective function with constraints of burning time,mass of propellant,fixed length and diameter of chamber case.Lumped parameter method has been used for calculating the performance prediction parameters.A set of preliminary designs has been completed and an analysis of these results conducted.Although all the preliminary results fulfill the design requirements in terms of objective function and constraints,however in order to attain the optimal design,Sequential quadratic programming optimization technique has been adopted.As the slotted tube grain geometry is totally dependent upon various independent variables and each of these variables has a bearing on explicit characteristic of grain designing,hence affects of the independent variables on performance parameters have been examined,thus variation laws have been developed.Basing on the variation laws and the analysis of preliminary design results,upper and lower limits have been defined for the independent geometric variables and an initial guess provided for conducting optimization.Results attained exhibits that an optimal result has been attained and the value of objective function has been maximized.All the design constraint limits have also been met while ensuring sound values of volumetric loading fraction,web fraction and neutrality.This methodology of design and optimization of slotted tube grain for solid rocket motors can be used by engineers as a reference guide for actual design and engineering purposes.