考虑围压效应的N15固体推进剂本构模型

利用自制围压试验系统,完成了不同围压下N15固体推进剂的力学性能测试,结果显示:围压对推进剂初始模量影响不大,但最大抗拉强度、断裂强度、最大伸长率和断裂伸长率均随着围压的增大而增大;结合推进剂细观结构及断面分析,初步揭示了围压对推进剂力学性能的影响机理,由于围压的存在,推进剂内部颗粒脱湿度降低,孔洞由于受到压迫,其形成扩展过程延缓,裂纹萌发扩展被抑制,从细观结构上证明了围压对推进剂具有强化效果;根据弹性-黏弹性对应原理建立了考虑围压效应的N15推进剂本构模型,结果表明所建立的本构模型准确度较好,能够准确描述围压对N15推进剂力学性能的影响。      

冲压发动机进气道楔形前缘体热应力分析

为研究拉压不同模量(以下简称双模量)冲压发动机进气道前缘体的热应力状态,在Ansys基础上,利用二次开发,得到了可分析具有双模量属性材料应力的模块。以ZrB2-SiC为材料的发动机前缘构件的ZrB2部分为研究对象,以来流马赫数6.0,总温1660K,总压2.85MPa为条件,经流场及热传导计算得到前缘体内部不均匀温度场。实验测得ZrB2材料在不同温度下的拉、压模量,其压缩模量为拉伸模量的两倍,将拉、压弹性模量以及计算的温度场导入到所开发的模块中进行热应力分析,得到此前缘体ZrB2部分的热应力分布状态。将此结果与不考虑双模量情况下进行流-固-热耦合分析得到的热应力分布曲线进行对比。结果表明,不考虑ZrB2材料的双模量属性的结果最大误差高达300%,严重超出了工程上的要求精度。对比结果说明了不同模量理论的重要性,同时证明了所开发的不同模量应力分析模块的工程实用价值。     

缠绕复合材料壳体低速冲击后剩余强度影响因素分析

为探索不同因素对缠绕复合材料壳体低速冲击后剩余强度的影响规律,开展了不同冲击能量、不同冲击部位下壳体的低速落锤试验和水压爆破试验,采用改进的Hashin准则和牵引分离准则模拟复合材料层内和层间损伤,建立了壳体冲击后剩余强度有限元模型,实现了冲击后剩余强度的一体化仿真分析。利用该模型计算得到的缠绕复合材料壳体低速冲击后剩余强度与试验结果一致性较好。最后研究了冲击部位、初始内压、冲头尺寸等因素对壳体冲击后剩余强度的影响规律。研究结果表明:封头赤道圆处为壳体的最薄弱冲击部位,冲击能量为25J时壳体剩余强度降低了约60%;壳体冲击后剩余强度随内压增加而增大,但当内压大于16MPa时,壳体冲击后剩余强度随内压增大而迅速降低;冲头直径在8~16mm变化时,壳体冲击后剩余强度随着冲头直径的减小而降低。     

U型变曲度蒙皮精确闸压有限元建模与参数影响分析

钣金类零件的制造是根据自身经验来制定生产工艺的,一直以来对工艺的革新较少,造成生产合格率偏低、成本高。而影响板材冷成形性能最主要的因素即为材料自身的成形性能。以U型蒙皮为研究对象,进行试验研究与材料分析,为有限元模型提供参数与验证。基于弹塑性有限元理论,通过测试毛坯材料的应力应变数据,建立材料的本构模型,准确预测闸压过程中钣金结构的应力、应变和回弹量。创建闸压成形仿真模型,模型验证后,进行闸压后试片内部应力应变分析、试片厚度,以及回弹分析。基于建立的有限元模型进行了毛坯材质与闸压方向的影响分析。     

弹簧拉压试验机数字化改造尝试

通过对老旧型号的弹簧拉压试验机改造尝试,验证了设备数字化改造在新时代发挥老旧设备价值上的可行性,总结改造经验,为同类型数字化设备改造研究提供参考。     

某型飞机空中航炮停射故障浅析

某型飞机在进行航炮空中靶试过程中意外停射,机上故障清单报提示级故障信息“航炮发射故障”,飞行员中止任务带弹返航。本文通过对航炮系统相关原理进行分析,结合地面检查结果定位故障,分析故障机理,明确产生故障的根本原因,制定相应的维修预防措施,可为航炮靶试保障工作提供借鉴,保证航炮空中靶试任务顺利完成。     

基于辅助进气门的进气道/发动机一体化控制

针对进气道与发动机的耦合问题,研究了低速大迎角状态下,基于辅助进气门的进气道/发动机一体化控制。首先,建立了飞行条件、迎角、辅助进气门开度与出口总压恢复系数和流量相关联的进气道实时模型,进而将进气道出口流量和发动机进口流量相匹配,建立了进气道/发动机一体化模型的控制仿真平台。其次,为了解决大机动过程中发动机进口流量不足和压力不均的问题,提出了一种带有辅助进气门调节的进气道/发动机一体化控制方法,即通过调节辅助进气门开度实现进气道出口总压恢复系数控制,在保证进气道出口性能稳定的情况下,基于H_∞鲁棒控制方法实现对发动机转速和压比的控制。研究结果表明,在整个大机动过程中,所提出的进气道/发动机一体化控制可以使得发动机各项性能保持稳定,在典型任务工况下,推力提高了16%,耗油率下降了6%。      

旋转导弹模型非定常表面压力测试技术研究

为了获得旋转导弹模型表面复杂的压力变化,设计了一套嵌入式无线压力测量系统,该系统能够以1 kHz的采样频率对8个压力通道进行同步采集。该绝对压力测量系统的量程为30 PSI,静态测量误差小于5/10 000;在连接10 cm的测压软管后,系统的动态延迟小于1.16 ms,信号幅值衰减小于1%。利用该嵌入式的无线测压系统,在高速风洞中开展了模型表面压力测试,对旋转导弹模型的关键区域多点的表面压力进行了测量,获得了表面压力的动态特征。结果表明:所提出的非定常表面压力测试技术可同步多点测量旋转导弹模型表面压力,为开展相关旋转模型气动特性风洞试验提供了一种有效的非定常表面压力测试手段。     

后台阶流中自由旋涡的稳定性

最近的实验表明用侧壁小孔抽吸可在后台阶流中捕捉到静止的分离旋涡。笔者将用理论证明,二维后台阶流中存在自由旋涡的驻定态位置,并且有中性的驻定态稳定性。还进一步证明,用侧壁小孔抽吸,可使自由涡达到真正的驻定态稳定     

液氧/煤油发动机试验禁油压力表量值传递方法

简要介绍了液氧/煤油发动机试验用禁油压力表量值传递方法和量传所采用的计量标准,分析了影响禁油检定的主要因素,提出了实现禁油检定的对策和措施。