大曲率缺口奇异有限元计算模型及其数值分析

 研究了大曲率缺口的位移场基本理论,构造了一种新的大曲率缺口位移模式;建立含大曲率缺口损伤结构有限元方程和相应的缺口奇异单元;提出了求解大曲率缺口应力与应力强度因子等断裂参量一种的新数值计算方法。算例说明本方法是一种有效的数值计算分析方法,其研究成果对众多的材料破坏试验极有参考价值。     

火箭垂直回收多阶段最优轨迹规划方法

针对火箭高空再入定点回收,基于凸优化方法提出一种考虑气动力和推力控制的多阶段轨迹优化方法。在气动减速段,通过控制总攻角,实现气动升力和阻力的调制。由于气动力连续变化,使用Legendre-Gauss-Radau伪谱离散方法进行离散化,利用较少的离散点实现较高的数值精度。在动力减速段,推力矢量为控制变量。由于推力调节可能出现不连续,采用等距离散方法进行离散。在此基础上,将发动机开、关机时间也作为优化变量,并考虑各种约束,构建了多阶段离散最优控制模型。使用无损凸化方法对升力约束和推力约束进行松弛,并通过逐次凸化消除由气动力、自由时间变量以及质量引入的非凸约束,最终将问题描述为序列迭代求解的二阶锥规划问题(SOCP)。通过仿真校验,经过少量的逐次凸化迭代,可快速收敛到最优解,且落点调节范围更大,燃料更省。     

发射飞行器头部两种流态的分析及计算研究

发射飞行器头部锥柱连接点后,随M∞的变化,存在分离和附着两种流动状态.本文通过数值模拟在跨声速零攻角得到了这两种流态;其后通过分析阐明了流动结构,并得到了计算结果的验证.     

复合材料锥壳螺旋向铺层自动铺带成型方法

提出了一种基于两步法的复合材料锥壳螺旋向铺层自动铺带的成型方法,对锥壳螺旋向铺层几何原理进行了分析并对预浸带的预切割进行了设计和验证,对预切割装置进行了原理方案设计并利用CATIA软件进行了自动铺带验证。结果表明:两步法锥壳螺旋向铺带成型技术方案合理可行,预切割装置可以实现预浸带的切割、转录,采用通用铺带头即可以完成螺旋向铺层的自动铺带过程,采用锥壳等厚度铺叠、均匀加压和降低废料率等措施,大大提高制品质量并降低了构件加工成本。     

增程飞行器高超声速飞行的动态特性

研究了增程飞行器高超声速飞行时的动态特性.短程导弹和火箭弹等高超声速飞行来源于增程的实际需要,从超声速到高超声速飞行所遇到的主要飞行动力学问题是,尽管在增程前低超声速时具有良好稳定性,但在高超声速飞行中会丧失稳定性并导致复杂的锥动.通过飞行和风洞实验表明:高超声速飞行时增程飞行器固有的横侧向稳定特性丧失,带有弱滚转阻尼的不稳定荷兰滚振荡将导致滚转-偏航耦合,此外还存在由耦合导致的轻微不稳定拟周期模态和滚动共振.     

钝体头部“逾越”型转捩的直接数值模拟

通过直接数值模拟,研究了钝体头部边界层“逾越”型转捩的问题。在计算上,利用高阶紧致差分格式和高分辨率的无反射边界条件,求解全N-S方程,并将局部有限幅值扰动直接引入到钝体头部的曲面边界层中。摈弃了目前国际上通常采用的周期边界条件,以及以平板代替曲面的做法。结果表明:流场转捩的发生与一种类似“发卡”状的拉伸结构出现有关,而国外的计算结果中并未发现这一结构。此外,流场的失稳过程和物理图像也存在较大差异。这说明国外目前的做法和结论是值得商榷的。同时,模拟的结果也说明,这种方法对研究大扰动转捩来说是一条行之有效的途径。      

加速试验在飞机副油箱尾锥寿命评估中的应用

用加速寿命试验的方法对飞机副油箱尾锥的寿命进行了评估,试验结果和领先试飞都证明用加速寿命试验确定尾锥寿命的方法是可行的。     

固体火箭发动机的低易损性问题

从"谢菲尔德"号驱逐舰沉没的教训,揭示了固体火箭发动机低易损性设计的重要性.分析、讨论了研制钝感推进剂、采用新型复合材料壳体和壳体采用特殊结构设计等新技术在发动机低易损性设计中的应用.对我国开展战术导弹固体火箭发动机低易损性的研究和应用提出了建议.     

精铸件的埋弧补焊

通过可行性分析,揭示了精铸件埋弧补焊的物理本质,在实验研究基础上确定了控制补焊点尺寸的相关工艺参数。