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针对先进航天器高温热密封设计领域缺乏系统的设计方法及性能评价准则的现状,基于飞行器热密封设计基本原理,通过理论分析及设计流程优化,设计并开展了高温热失重试验、高温压缩/回弹试验、高温摩擦/磨损试验、冲击和反复加载试验以及高温缝隙泄漏试验,获得了典型密封结构与密封材料的基本性能参数,并提出系统的高温热密封性能评价方法。在此基础上,利用电弧射流平台,对典型连接位置以及某折叠翼热密封设计方案的有效性进行了验证与性能评价,相关成果可为航天器高温热密封设计及性能评价提供理论基础与试验数据 支撑 。 相似文献
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自由装填式固体火箭发动机药柱低温点火结构完整性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
利用三维有限元方法,通过热-机耦合,分析一种自由装填式固体火箭发动机药柱从药柱固化降温到低温点火整个过程中发动机的温度场、总位移、等效应力和等效应变的变化情况,得到了固化降温和点火升压过程中药柱/壳体有无粘接两种情况下发动机的受力情况的不同,并根据最大应变能理论,分析了两种情况发动机药柱的结构完整性;得出了在温度和压强双重载荷下,模量、泊松比、药柱/壳体粘接高度等参数对发动机药柱结构完整性的影响规律,表明该型发动机药柱/壳体粘接高度不宜超过40 mm。 相似文献
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为了研究Busemann进气道的流动特性,对设计马赫数为7的4种不同的Busemann进气道在Ma=4,5,6,7,8来流条件下进行了数值模拟和总体性能分析,对其中的3。截短流线跟踪进气道分析了攻角特性和侧滑角特性。研究表明:基准进气道具有相当高的无粘总压恢复;流线跟踪进气道在设计状态保持了基准进气道的高性能,而同时其起动性能大为提高;截短后的进气道长度大幅减小,而其性能仍然保持在较高的水平;截短流线跟踪进气道对带攻角或侧滑角飞行比较敏感。分析还表明,粘性造成了较大的总压损失。 相似文献
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段跃新%邱婧婧%梁志勇%张佐光 《宇航材料工艺》2004,34(5):26-30,43
根据LCM工艺树脂流动充模模型和FEM/CV算法开发了LCM工艺计算机过程模拟的3D LCM系统,考查了工字型孔尺寸或位置对平板构件充模过程的影响,并进行了对比实验,同时分析了其流动充模模式的变化规律。结果表明模拟结果与实验结果具有较好的吻合性。模拟软件可以比较准确地模拟LCM工艺的充模过程,为指导实际工艺的设计及优化奠定了重要的基础。 相似文献