液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击效应

为研究液体火箭发动机尾焰对发射平台的冲击效应特性,建立液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击数值计算模型.针对液氧/煤油发动机尾焰对发射平台冲击特性,基于建立模型研究了喷管出口距离平台3,5m工况下推进剂流量和复燃对冲击特性的影响,并分析了影响差异及其产生差异的原因.结果表明:尾焰自由射流区的激波膨胀、压缩距离和壁射流区面积随推进剂流量的增大而增大;考虑复燃化学反应不仅改变了自由射流区和滞止区的形状结构,而且增大了壁射流区的面积和温度;复燃和推进剂流量均是通过影响尾焰结构对冲击特性产生影响,具体影响效果与喷管出口和发射平台间距离有关.      

推力室结构力学分析与优化设计

针对某液体火箭发动机推力室建立了参数化模型,使用有限元方法分析结构固有频率和振型,并进行了模态试验验证.采用最优拉丁超立方法进行计算机数值试验设计,得到了结构质量和1阶固有频率对于设计变量的敏感性,对于优化设计过程具有指导意义.使用NSGA-Ⅱ算法开展多目标优化设计,得到了同时满足静力学与动力学设计要求的推力室结构最优设计方案.最优设计方案的推力室质量减轻了9.1%,1阶固有频率值提高了22.6%,结果表明该方法能有效提高推力室的力学性能.      

双面贴补层合板压缩屈曲渐进损伤分析

贴补复合材料层合板在压缩载荷作用下的屈曲破坏强度及其损伤演化过程对于复合材料结构修理具有重要意义。本文基于应变和黏聚区模型(CZM)建立了贴补复合材料层合板的渐进损伤分析模型,引入复合材料与胶层的损伤判据和刚度退化方案,计算了结构屈曲强度。数值仿真结果和实验数据吻合较好,验证了模型的有效性。基于该模型,采用非线性有限元方法研究了压缩载荷下双面贴补复合材料层合板的屈曲损伤演化过程,并讨论了补片参数对结构屈曲强度的影响。研究结果表明:双面贴补复合材料层合板屈曲后,处于拉伸和压缩状态下的铺层中的损伤程度存在差异;增大补片直径与厚度可以在一定程度上提高双面贴补复合材料层合板的屈曲强度。     

复合材料层合板结构冲击损伤数值模拟的损伤力学模型

针对复合材料结构低速冲击损伤问题,基于连续损伤力学提出了一种动力学冲击条件下的三维损伤数值模型。模型中区分了层内损伤（纤维拉伸与压缩失效、纤维间拉伸与压缩失效）和层间分层损伤不同的失效模式。采用三维Puck失效准则与考虑压缩抑制效应的Aymerich准则对上述两类损伤进行判定,材料失效后基于连续损伤力学中线性软化模型对材料损伤进行演化。模型中考虑了复合材料层合板结构中子层的就位效应和损伤分析中的“连锁效应”。通过对Shi的冲击试验进行数值模拟,模型预测的冲击接触载荷、分层形状和尺寸与试验结果吻合较好,证明了所提出的数值模型对复合材料层合板结构低速冲击损伤预测的有效性。     

进气旋流畸变对压气机性能的影响

为研究进气旋流畸变对压气机性能影响,在单级轴流压气机试验台上加装旋流发生器.利用所设计的旋流发生器,产生不同旋转方向及不同强度的整涡旋流畸变和对涡旋流畸变,分析其对压气机性能、稳定性的影响.结果表明:在一定旋流畸变强度下,正向整涡旋流畸变会减小压气机增压能力,但增加压气机稳定裕度;相比之下,反向整涡旋流畸变对压气机增压能力影响较小,但对稳定性有显著影响.对涡旋流畸变对于压气机的增压能力影响较小,可以忽略不计,对压气机稳定性有一定的影响.      

辐板厚度变化对整体叶盘结构力学性能的影响

以发动机第四级等厚辐板整体叶盘结构为例,采用有限单元法,探讨辐板厚度变化对整体叶盘结构强度、振动及由反向温度场引起的轮盘稳定性的影响。结果表明,调整辐板厚度,可在不同程度上改变整体叶盘结构的振动特性、强度应力水平及轮盘稳定性。随着辐板厚度的增加,盘片耦合振动频率呈增加趋势,但叶片振动频率几乎不变,盘体静强度呈抛物线趋势,盘体稳定性增加。     

三维矩形板1/4椭圆角裂纹的通用权函数

对三维矩形板1/4椭圆角裂纹的通用权函数进行了研究.基于有限元方法计算了裂纹面承受沿宽度方向的均布、线性分布和2次分布应力时的参考应力强度因子解,建立了形式较为统一、较高精度以及适用范围相对更宽的参考应力强度因子近似表达式.在此基础上获得了三维矩形板1/4椭圆角裂纹的通用权函数,最后采用裂纹面分别承受3次、5次和7次幂函数分布应力下的应力强度因子有限元解对通用权函数的计算精度进行了检验和验证.结果表明:建立的通用权函数相比已有的通用权函数精度由4%(A点)和6%(B点)提高到1.06%(A点)和1.6%(B点),补充验证的7次幂函数分布载荷下的应力强度因子通用权函数解的精度达到3.67%(A点)7.45%(B点).      

双层柱壳和单层柱壳战斗部侵彻性能对比分析

采用数值模拟的方法对双层柱壳和单层柱壳的半穿甲爆破型战斗部的侵彻性能进行了对比分析。计算发现：侵彻20 mm厚靶板时,采用双层柱壳不会对战斗部侵彻性能产生明显影响,但是在侵彻较厚的25 mm靶板时,双层柱壳战斗部的侵彻性能要比单层柱壳战斗部略差;而焊接强度对双层柱壳战斗部侵彻性能的影响比单层柱壳要大。     

基于火炮发射原理的载荷冲击火箭橇试验方法

分析了载荷冲击试验的现状, 对几种常用的载荷冲击试验方法的特点和局 限性作了简要说明。着重介绍了一种基于火炮发射原理、以火药燃烧为动力、依托火箭 橇试验设施实现、低峰值、长持续时间的载荷冲击试验方法,阐述了试验原理,简要说 明了试验系统的构成和各部分的功能,并使用模拟仿真的方法,对载荷冲击结果进行预 示,然后以某型试验为例,对影响峰值和持续时间的因素进行分析和控制,对载荷冲击 曲线进行了比较和说明,最后对此种试验方法的应用前景和后续研究方向进行了描述。     

基于累积损伤模型的NEPE推进剂温度及率相关破坏准则研究

建立考虑温度及应变率因素的适用于粘弹性固体推进剂的破坏准则,通过对NEPE复合推进剂试件在6组不同环境温度(-50~50℃)下进行了5组不同拉伸速率(1~500mm/min)的等速率拉伸破坏试验,结合试验数据获取损伤模型参数,建立了考虑温度及应变率因素的基于累积损伤的结构强度准则。并利用建立的损伤模型来预测推进剂试件在选定温度(20℃,-50℃)及应变率条件下(20mm/min,200mm/min)的破坏情况,预测结果与试验数值吻合较好,说明该损伤模型能够较好地描述NEPE推进剂材料的破坏过程,可在一定温度(-50~50℃)及应变率(1~500mm/min)范围内作为一种普遍适用的推进剂破坏准则。