内压作用下壳体刚度对药柱强度的影响

在厚壁圆筒内、外压强作用下弹性应力解的基础上,利用三维问题的应力-应变关系,得到了厚壁圆筒内的应变和位移表达式;由圆管型药柱与复合材料壳体连接处的径向位移连续性条件,得到了内压作用下药柱与壳体之间的压强;讨论了该压强对药柱内应力和应变的影响,给出了药柱内的应力和应变表达式.结果表明,提高壳体圆筒的刚度或减小药柱的m数,...     

复杂载荷下复合材料组合壳体局部补强的数值分析

分析某固体火箭发动机的复合材料组合壳体在轴压、外压及弯矩联合作用下的变形情况发现,该结构铺层设计不够合理,造成复合材料铺层变形不协调,导致结构过早破坏。通过数值模拟方法,对在复杂栽荷作用下结构复合材料局部铺层改变进行补强研究,提出相应的优化局部铺层补强的方案。计算结果表明,所提出的局部改变铺层的方法可以较大幅度地提高结构承载能力,为结构设计的改进提供参考。     

固体发动机壳体弹塑性问题的实验应力计算方法

根据弹塑性力学的基本理论,归纳出固体发动机壳体水压试验弹塑性问题的应力计算方法,并针对31Si2MnCrMoVE壳体材料编写了FORTRAN程序.该方法与有限元法的计算结果相比,误差不超过3.3%,验证了该方法的正确性.根据实际测得的3组试验数据,采用该方法计算出的结果和实际相符,进一步证明了其正确性.     

航空发动机风扇叶片与机匣刮蹭分析及结构设计

针对异常载荷下,航空发动机宽弦风扇叶片的叶尖与机匣刮蹭变形及损伤特征缺乏数据支持,而传统理论计算方法存在较大的误差问题,建立了宽弦风扇叶片叶尖刮蹭显式动力学分析模型,采用宽弦风扇叶片与机匣刮蹭试验数据,对分析模型的计算精度进行了验证。基于分析模型进行了仿真参数的敏感度分析,得到了叶片与机匣刮蹭后叶片变形及机匣损伤规律。研究结果表明:叶尖伸长量对转子转速非常敏感,叶尖径向伸长量增加速率远大于转速增加值,因此在叶片设计中应考虑到风扇叶片极限转速下叶尖伸长量。同时需要选取合理的扭转角度以满足叶片安全性和气动性能的要求。在风扇机匣包容区设计中应主动考虑异常载荷的影响,增大安全性设计域度;设计合理的耐磨层材料参数,减小风扇叶片对其冲击损伤。采用该方法可以提高叶尖间隙控制精度,减小刮蹭对叶片和机匣造成的损伤。      

应用于工程设计的KBE技术

介绍了一种新型的工程设计方法——基于知识的工程(knowledge—Based Engineering,KBE),并对这一新型设计系统的研究和应用现状、关键技术(知识获取,知识表示和推理,知识库的建立)、应用过程中存在的问题以及将来的发展趋势作了分析和介绍。     

航天软件测试用例设计方法应用

介绍了航天软件测试中常用的测试用例设计方法,描述了航天软件常采用的可靠性措施(如“三取二”冗余设计、时序冗余控制等),提出了采用等价类划分和因果图进行用例设计的方法,给出了其工程应用实例,并总结了软件测试需求分析、用例设计的基本思路和步骤。     

复合材料壳体固体火箭发动机温度载荷下力学响应分析

基于非线性有限元数值仿真分析方法,使用有限元计算软件ABAQUS,分别建立金属壳体与复合材料壳体两组发动机仿真模型,分析复合材料壳体固体发动机的结构完整性,并研究复合材料壳体的各项参数对于发动机装药和壳体的应力场的影响。分析结果表明:在温度载荷下,选用复合材料壳体的端燃装药固体发动机比选用金属材料壳体的发动机具有更好的结构完整性。随着复合材料壳体厚度的增大,装药的应力、应变值均增大,壳体的应力逐渐减小;随着复合材料壳体弹性模量增大或泊松比减小,装药的应力、应变逐渐减小,而壳体的应力、应变逐渐增大。     

民用飞机后机身壁板控制失效模式和控制载荷工况分析

为了明确载荷对典型民用飞机的后机身加筋壁板结构设计的影响,建立低平尾式飞机后机身的有限元模型,计算分析了壁板的应力应变分布,计算分析了壁板不同区域的控制载荷工况、控制失效模式。通过对比不同失效模式各自所占的比例,证明后机身壁板结构的主要失效模式是屈曲以及最大应变准则。通过对比不同控制载荷工况各自所占的比例,选出后机身壁板结构的主要控制载荷工况。     

某型航空发动机中介机匣分流环插接安装的脱开失效载荷分析

采用有限元分析软件Ansys对某型航空发动机中介机匣分流环插接安装的脱开失效载荷进行了分析,对其中涉及的有限元计算中的非线性问题进行了简化,将状态非线性转化为位移边界条件,只考虑材料非线性,提高了计算效率。经试验验证表明:这种简化计算方法合理可行,能够为该结构的设计提供有意义的参考。