火药起动系统对发动机起动性能的影响分析

针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。     

基于正交试验法的刷式封严泄漏特性数值研究

为了研究刷式封严的泄漏特性,针对刷环外径Do,刷环内径Di,刷丝直径d,刷丝排列角度β,刷束厚度B,后挡板保护高度HF以及上下游压差Δp,环境温度T和转子转速N等9个影响刷式封严泄漏特性的主要参数,依据正交试验原理设计了32个封严结构模型,对零间隙配合时各参数对泄漏特性的影响进行了数值研究。研究结果表明:在给定的参数范围内,上述参数对刷式封严泄漏量的影响程度有明显区别,其影响程度由主到次的顺序为:Δp→Di→Do→B→d→HF→β→T→N。根据以上正交试验结果可以推断泄漏量最小的刷式封严结构,并用数值计算证明了其泄漏量最小。     

基于分数阶三参数模型的HTPB推进剂粘弹性力学响应分析

为拓展分数阶粘弹性模型在端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂中的应用,研究分数阶粘弹性模型预示推进剂频域下的动态模量变化。推导了三维下的分数阶三参数模型,并结合Grünwald-Letnikov定义编写UMAT子程序。为标定本构参数,推导了带有预加载的蠕变、松弛响应的解析解,并采用遗传算法分别标定了0.4 MPa和0.6 MPa应力下蠕变实验以及10%和30%应变下松弛实验的本构参数。计算得到的有限元数值与解析解、解析解与实验值的时程相对误差均小于5%。采用分数阶三参数模型动态模量对-5、25、60℃下的动态力学实验(DMA)结果进行拟合得到本构参数,动态模量与实验结果误差小于2%,同时随着温度升高,本构参数均减小,体现出HTPB推进剂升温软化现象。结果表明,分数阶三参数模型能精确地描述不同温度下多种频率的HTPB推进剂模量变化,结合二次开发本构,可为后续HTPB推进剂复杂边界下的力学响应的研究提供材料本构模型。     

板条粘补止裂技术的理论分析

对采用板条局部加强含裂纹构件止裂技术从理论上进行了深入的分析研究。着重考察了板条在跨过裂纹以任意非对称方式进行局部加强时,其中所含有的应力奇异性问题。最后获得了可用来评估板条止裂效率的裂尖应力强度因子,以及板条端部和板条与构件粘结界点处的应力强度因子。     

低功率超导谐振腔的设计和仿真

针对目前超导稳频振荡器（scso）具有高短期稳定度这一特点,详细介绍了超导谐振腔的设计,并对同轴线激励该超导微波腔内TE011模的输入输出耦合方式进行了仿真分析。仿真实验数据表明了设计的有效性。     

外压载荷分布形式对固体火箭发动机结构稳定性的影响

应用有限元软件开展了燃烧室全筒段均压、全筒段分布式外压、局部均压三种状态外压稳定性分析,得到了三种状态的失稳载荷和屈曲波形,为不同载荷分布的外压试验方案的制定提供理论基础.分析表明:三种状态中全筒段均压状态的失稳载荷最低,三种状态的屈曲波发生部位也不一样.全筒段均压状态的外压试验结果不能代表分布式或局部外压下的承载能力...     

弹性体表面覆盖层对冲击应力波的响应

本文研究了弹性体表面覆盖层对弹性体内部由于瞬态加载或者材料突然断裂等冲击因素所引起的应力波的动力响应问题。提出了一种对该类问题进行初步分析的简化模型,在此基础上建立了应力波场的分析方法,并借助于积分变换技术求得了问题的解析解。最后通过算例分析讨论了问题的两种特征参数对覆盖层位移响应及界面应力响应的影响规律。结果表明,本文所提出的模型及应大波场的分析方法对于初步研究覆盖层对冲击应力波响应问题的动态特征是有效的。     

高压补燃发动机э形弹性金属密封机理研究

э形弹性金属密封是一种适用于大通径、低温、高压密封环境的金属密封结构,已成功应用于高压补燃液氧/煤油发动机液氧管路密封。针对100吨级高压补燃发动机中的э形弹性金属密封,建立了其非线性有限元弹塑性分析模型,基于ABAQUS 6.10进行了仿真计算,得到了4个密封面的接触面积和接触应力随预紧载荷的变化规律,确定了各密封面形成的先后顺序。对于密封机理的研究结果表明,э形环刚度过大是造成э形密封装配困难的根本原因。     

航天质量管理的实践（续）

由于航天产品对使用的元器件品种多、数量大、要求高、国产元器件质量水平低、进口元器件质量难以控制、以及选用和到货后控制不严等现状，造成航天产品在研制试验过程中出现元器件问题较多，每个型号失效几十例，每年全航天系统发生元器件失效几百例，严重影响了型号研制的进程。