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631.
实验研究了含开口补强三分之一弧长复合材料柱面壳结构的压缩行为.测试的开口补强件在开口处最终发生屈曲破坏,其最终屈曲载荷为65.922 kN.利用ABAQUS有限元软件建立相应有限元模型研究其屈曲行为,将屈曲破坏形式及载荷的计算结果与实验结果进行比较,证明所建立的模型正确有效.研究结果表明:在不补强情况下,随着开口面积增加,压缩屈曲载荷并非完全递减,而是在某一个开口面积范围内具有极大和极小值;在补强情况下,如果开口面积一定,屈曲载荷与开口高度成正比,与开口宽度成反比.因此,在设计和工艺允许的情况下,应尽量增加开口高度. 相似文献
632.
为了更好地认识液体火箭贮箱增压消能器的工作过程,为消能器的结构方案设计提供支撑,针对典型的锥型和直筒型消能器的结构形式建立仿真模型,使用稳态方法仿真得到气体在消能器内的流场分布情况和消能器内部结构对压力损失和减速效果的影响。根据仿真结果给出消能器结构方案并进行试验,通过试验结果验证了仿真结果的准确性。结果表明:锥型和直筒型消能器的第一层节流结构是造成压力损失的主要部件;对于直筒型消能器,数值仿真的压降大小与试验结果的相对误差为6.3%;入口高速气流直接流经第一层节流结构比先经过扩容再流过第一层节流结构造成的压力损失更大;直筒型消能器的出口面积利用率随着均流筛网距离的增加有着先增加后减小的特点;样条曲线样式的导流锥能提高消能器的出口面积利用率。对贮箱增压消能器内部流场的数值仿真可以为消能器结构设计提供重要依据。 相似文献
633.
基于液体大幅晃动等效力学模型研究充液航天器动力学与控制问题。首先,发展并完善了模拟液体大幅晃动的运动脉动球模型(MPBM),结合已有的液体大幅晃动运动规律和分析结论对MPBM的法向力的计算方法进行了改进;通过数值仿真结果与已有试验结果的对比证明了以上改进工作的有效性。然后,基于MPBM建立了携带多个充液储箱的航天器动力学模型,针对携带四个储箱的充液航天器进行姿态机动控制研究。研究结果表明,四个充液储箱的三种可能的空间布局对航天器姿态机动过程中的角速度、液体晃动力矩和控制力矩将产生不同的影响;此外,还研究了液体大幅晃动等效力学模型中液体晃动阻尼因素对航天器姿态机动控制的影响。 相似文献
634.
635.
液体火箭推进剂贮存技术 总被引:2,自引:2,他引:2
针对液体火箭推进剂具有的腐蚀性,挥发性,吸湿性及毒性大的特点,提出了液体火箭推进剂的贮存技术及在贮存过程中的注意事项,为部队安全4有效地贮存液体火箭推进剂提供了可借鉴的技术措施,具有一定的应用价值。 相似文献
636.
637.
638.
液体火箭发动机试验费用昂贵、可靠性要求高,有必要采用分析和决策技术对可靠性增长进行综合管理。传统的可靠性增长分析与决策是采用可靠性增长模型,包括经典可靠性增长模型和Bayes可靠性增长模型。可靠性增长模型以可靠度的点估计或置信下降作为决策标准,缺陷是没有考虑可靠度本身的不确定性以及由决策损失导致的严重后果。本文根据液体火箭发动机的特点,采用信息融合技术,建立了基于增长数据折合的Bayes指数分布可靠性增长模型,评估可靠性水平。针对评估结果存在的不确定性,采用Bayes风险决策方法确定停止可靠性增长试验时间的标准。工程应用表明:该方法可操作性强,得出的结果科学、可靠。 相似文献
639.
640.
气动变形对独立模块薄壳进气道性能影响研究 总被引:2,自引:0,他引:2
对一种独立模块薄壳进气道开展了气动变形对其性能影响的数值计算研究,获得了不同反压、不同工作高度、不同来流马赫数及不同壁厚下进气道型面的变形结果及变形前/后进气道的流场分布图谱,在此基础上,对比分析了变形前/后相应状态下进气道流场及其性能参数的变化情况,得到了该类进气道气动变形对其性能的影响规律,结果表明该类进气道在弹性研究范围内若不考虑强度问题则其内通道可不安装支撑,以避免支撑对进气道性能的不利影响及整体结构重量的增加。 相似文献