基于累积损伤的双基推进剂强度准则及实验

国内在对固体火箭发动机装药结构完整性分析时,强度判断准则基本采用传统的结构强度准则,这些强度准则并不能很好地反映固体推进剂材料的强度破坏过程。该文对双基推进剂试件进行了若干不同拉伸速率下的等速率拉伸破坏试验,结合试验数据获得损伤方程参数,建立了基于累积损伤的结构强度准则。并利用损伤方程预测试件破坏情况,和试验值吻合较好,说明该基于累积损伤的强度准则能够较好地判断双基推进剂材料的破坏。     

非均布瞬态内压作用下星孔药柱应力分析

固体发动机大长径比药柱点火过程中内孔表面受到燃气压力作用,内压载荷迅速上升,并沿轴向分布很不均匀,为典型的瞬态非均布载荷。文中建立了内压载荷关于时间变化和位移分布的数学模型及瞬态非均布内压载荷下药柱结构应力的分析方法,并建立了三维贴壁浇注星型内孔药柱模型,用有限元法计算出非均布压力下的药柱应力-应变分布及变化过程。计算结果表明,载荷的非均布特性及瞬态特性对药柱应力-应变过程影响很大。升压梯度越大,对药柱结构完整性破坏越大。     

固冲发动机三维内流场数值计算与应用

利用三维隐式有限体积ＴＶＤ格式求解Ｎ－Ｓ／Ｅｕｌｅｒ方程组,数值模拟固体燃料冲压发动机（ＳＦＲＪ）突扩燃烧室、补燃室和喷管的统一内流场,研究了从亚声速到跨声速到超声速的整个工作过程,揭示了ＳＦＲＪ内复杂的流场结构,并与试验进行对比研究,数值结果与试验吻合很好。     

双基固体推进剂的特性研究

在不同温度和应变率下,对双基固体推进剂试件进行了单轴拉伸试验。提出了一种针对双基推进剂屈服值的判断方法,应用一元回归数理统计方法对双基推进剂力学性能数据进行了分析。结果表明,双基推进剂力学性能与温度和应变率具有明显的相关性,在233.15 K下近似为脆性材料,而在288.15 K和323.15 K下呈现明显的塑性流动。针对双基推进剂不同受载情况,提出了与推进剂屈服值相关的强度准则,以便为双基推进剂药柱设计及结构完整性分析奠定基础。     

HTPB固化胶片的超弹性本构模型

为描述HTPB固化胶片的力学特性,采用单轴拉伸试验方法,研究了载荷作用下的应力响应特征,建立了超弹性本构模型,并拟合试验数据得到超弹性本构参数;对比分析了Mooney-Rivlin和不同阶次的Ogden型应变能函数。结果表明,Mooney-Rivlin和二阶以上的Ogden型拟合的本构参数都能很好地表征HTPB固化胶片拉伸载荷下的力学行为,且Ogden型超弹性本构可用于预测HTPB固化胶片轻微压缩载荷下的力学特性。     

HTPB推进剂粘聚断裂研究

为了预测推进剂药柱中裂纹的起裂和扩展过程,建立了HTPB推进剂的粘聚区本构模型和数值仿真方法。粘聚区本构模型参数分别使用单边裂纹拉伸实验、单轴拉伸实验和数值仿真的方法获取。在有限元分析软件ABAQUS基础上开发出粘结单元,建立了模拟复合型裂纹扩展的嵌入粘结单元方法。进行了复合裂纹试样拉伸实验,获得了裂纹扩展路径和载荷时间曲线,同时用数值仿真方法对结果进行了预测。通过仿真和实验结果对比发现,所建立的粘聚区模型可完整地模拟出HTPB推进剂的失效过程;嵌入粘结单元的方法可准确地预测复合型裂纹的扩展路径。     

超音速射流与弹体绕流干扰流场数值分析

绕弹体的超音速气流与火箭发动机燃气喷流相互作用，在弹体底部形成了复杂的干扰流场。本文应用了四阶的ＭＵＳＣＬ ＴＶＤ格式，求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程，对这一复杂流动进行了数值模拟，得到了流场结构随不同喷口压力的变化规律。     

双基推进剂高应变率型本构模型的实验研究

为研究双基推进剂在准静态和高应变率下的压缩力学行为,利用万能材料试验机和分离式Hopkinson压杆(SHPB),对双基推进剂材料进行了单轴压缩实验,得到材料在10-4～103s-1应变率下的应力-应变曲线。实验结果表明,双基推进剂是应变率敏感材料,屈服应力和初始弹性模量的对数与应变率的对数近似呈线性关系,且表现出韧脆转化现象。利用朱-王-唐非线性粘弹性本构关系,采用最小二乘法拟合了本构材料参数。研究表明,朱-王-唐本构模型能较好地描述双基推进剂在不同应变率条件下的力学行为。     

火箭燃气喷流与弹体超声速绕流干扰流场数值分析

绕弹体的超声速气流与火箭发动机燃气喷流相互作用,在弹底部形成了复杂的干扰流场。应用四阶的ＭＵＳＣＬＴＶＤ格式,求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程,对这一复杂流动进行了数值模拟,得到了流场结构随不同喷口压力比的变化规律。     

弧形翼-身组合体空气动力特性的数值模拟研究

利用高精度ＴＶＤ格式成功地完成了标准ＴＴＣＰ弧形翼－身组合体在马赫数为０．８～２．３６的湍流流场计算,通过对翼表面压力的积分求得自诱导转动力矩,与相应的风洞实验数据基本一致。流场的计算结果显示：自诱导转动力矩的变化主要是由于翼前缘和翼后半部分产生的法向力的差异造成的。最后进行了不同翼形参数的弧形翼－身组合体湍流流场计算,发现翼前缘削尖角角度增大和翼弦长增大,使总法向力增大。