推进剂“脱湿”损伤研究的内聚力单元方法

内聚力单元是进行推进剂“脱湿”损伤研究的重要手段。通过分子动力学方法构建推进剂高填充比几何模型,结合周期几何和周期边界处理方法,构建推进剂细观有限元分析模型。采用内聚力单元结合PPR内聚力模型开展颗粒和基体黏接界面“脱湿”行为模拟。在单轴拉伸和纯剪试验下分析推进剂细观结构的力学响应,开展推进剂“脱湿”损伤机理研究。针对不同的体分比、应变速率以及内聚强度,开展了“脱湿”损伤影响规律分析。研究方法和研究结论可以为新一代高性能推进剂配方的研制提供有利的参考。     

轴对称载荷作用下迭层复合材料旋转壳体的有限元法

本文用有限元素位移法分析了由迭层正交异性材料组成的轴对称旋转壳体、在轴对称载荷作用下的应力、应变及位移。所选择的元素是截锥壳元。文中推导了元素刚度矩阵和应力矩阵表达式,并用固体火箭发动机壳体为实例进行计算。为了限制篇幅,计算机程序和程序框图在这里略去,可参阅参考资料[5]。     

固体火箭发动机复合材料壳体裙黏接性能分析

采用数值计算方法研究复合材料壳体裙连接结构的黏接性能。通过建立纤维缠绕壳体的有限元模型,采用内聚力模型定义裙黏接面的接触关系,引入黏接界面的损伤失效准则,模拟黏接界面的脱黏行为,以此预测裙连接结构的极限承载。同时,研究壳体的轴向和环向应变及黏接面上的剪应力分布情况,以及弹性层的弹性模量与黏接长度对黏接性能的影响。数值算例表明,计算结果与实验数据相吻合,验证了该方法的正确性。所提方法可用于裙连接结构的优化设计中。     

双材料V型切口应力强度因子的加料有限元分析

应用Williams本征函数展开和线性变换求解V型切口端部渐进位移场。将该位移场加入常规等参单元位移模式中,构造双材料V型切口加料单元和过渡单元的位移模式,推导加料有限元方程。建立带V型缺口双材料三点弯曲梁试件和直角界面端平面问题的加料有限元模型,求解有限元方程可直接得到应力强度因子。计算结果与用其他方法得到的数据吻合,验证了方法的正确性,可用于双材料V型切口结构断裂特性计算分析。     

双材料界面裂纹的加料有限元方法

为解决求解双材料界面裂纹应力强度因子等断裂参量的困难,在常规单元位移模式中引入界面裂纹尖端位移场,构建加料界面裂纹单元和过渡单元的位移模式,推出了加料有限元方程。采用不同的加料单元和过渡单元配置方案,建立了方形板中心界面裂纹和矩形板单边斜界面裂纹的加料有限元模型,求解有限元方程直接得到应力强度因子,与解析解的结果对比,表明该方法具有较高的精度,可方便地推广应用于界面裂纹的计算分析中。     

加过渡环的锥柱组合旋转壳的有限元应力分析与比较

对旋转组合壳体在轴对称静载荷作用下的强度计算,采用了性能良好的三节点曲线壳元,并采用整体坐标下位移和转角各自独立的插值函数推导有限元列式和编制计算机程序。经算例验证表明,上述单元和算法具有单元划分少、精度高、收敛性好的优点。对锥-锥-柱、锥-环-柱、锥-环-锥-环-柱等组合壳过渡区域最大弯矩值和应力值随结构参数变化情况进行了广泛的计算和对比分析,得出了一些有重要工程意义的新结论。     

环肋轴对称组合壳塑性极限分析的弹性模量调整有限元方法

基于轴对称截锥壳单元,以单元横截面峰值应力为等效应力,建立了弹性模量调整有限元方法,应用Fortran语言编制了有限元软件用于计算环肋轴对称组合壳的塑性极限载荷.该方法根据组合壳的应力分布情况调整轴对称壳单元和肋骨单元的弹性模量,并进行一系列的弹性迭代计算,计算收敛后即可以得到环肋轴对称组合壳的塑性极限载荷.通过对算例的计算证明:该方法具有良好的收敛性和较高的效率,计算结果与试验结果吻合较好.     

轴向剪切条件下功能梯度圆柱形复合材料的界面开裂问题研究

针对外覆功能梯度涂层的圆柱形复合材料在轴向剪切作用下的界面开裂问题,建立了断裂力学分析的理论模型。运用分离变量和无穷级数法,推导了奇异积分方程;利用Lobatto-Chebyshev配点法将其离散为代数方程组,最后得到了应力强度因子的数值解。对数值结果的讨论表明:在涂层外表面固定的条件下,可以通过降低涂层厚度和设计内侧软而外侧硬的涂层2种途径来有效地减小界面的断裂驱动力。研究结果可为工程中该类复合材料的防断裂优化设计提供理论参考。     

吸气式高超声速飞行器助推分离过程数值仿真

针对吸气式高超声速冲压发动机验证性试验特殊的飞行环境和助推分离条件，以某轴对称吸气式高超声速飞行器级间分离问题为具体研究对象，采用非结构网格局部网格重构技术和非定常问题非定常六自由度问题仿真方法，对该复杂构型飞行器助推分离过程进行数值计算。研究得到弱干扰冷态分离状态下飞行器及助推器的运动参数和气动力参数在分离过程中的发展规律。对0.3 s内助推器的位移轨迹进行分析，判断分离方案的可行性，并给出最佳的分离工况条件。     

长期贮存的固体发动机药柱脱粘界面裂纹分析

为了分析长期贮存的固体导弹发动机药柱脱粘层界面裂纹在燃气内压和轴向过载联合作用下的扩展情况,建立了发动机药柱在包覆层与推进剂之间脱粘的三维有限元计算模型,并于脱粘界面的裂纹尖端设置三维奇异裂纹元,模拟脱粘界面裂纹扩展。在包覆层与推进剂之间设置不同深度脱粘,计算了在燃气内压和轴向过载联合作用下不同贮存期、不同深度的界面裂纹尖端的应力强度因子,得到了界面裂纹应力强度因子随贮存时间、脱粘深度的变化规律,对长期贮存的固体发动机脱粘界面裂纹的扩展进行了分析。     

点火载荷下翼柱型装药结构完整性数值分析

针对固体火箭发动机翼柱型装药在点火载荷下结构完整性问题,提出了一种考虑三维损伤黏弹性本构性的数值模拟方法.基于商业有限元软件的二次开发平台,编写用户子程序,展开有限元数值计算,获取翼柱型装药在固化降温、点火载荷下装药结构的应力、应变与位移场分布.结果表明,在温度载荷与点火载荷下,药柱内表面变形模式是不同的.然而,不管在...     

含内聚空洞固体发动机药柱的寿命预估

为了对含内聚空洞固体导弹发动机的贮存寿命进行预估,采用加速老化试验,得到该推进剂最大延伸率随贮存时间的变化规律;应用三维粘弹性有限元分析方法,对含内聚空洞的发动机贮存一定时间后直接点火发射过程进行数值仿真,从中获得发动机药柱在点火增压和轴向过载联合作用下的最大Von Mises应变.将不同贮存期药柱的最大Von Mises应变值与推进剂的最大延伸率进行对比,利用结构完整性评估准则,给出了某发动机药柱不同贮存期间内聚空洞大小的允许值.该方法可为含内聚空洞固体发动机的判废提供定量参考.     

战术导弹多学科设计优化

建立了战术导弹多学科系统分析模型,提出了战术导弹多学科设计优化方法.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足战术导弹总体设计指标的最优发动机设计方案,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力时间曲线,实现了战术导弹多学科设计优化,缩短了战术导弹总体和固体推进学科的设计周期.战术导弹设计优化时不仅考虑了导弹战技性能指标要求,而且还考虑了22个典型攻击目标的运动特性,增加了导弹最优设计结果的实用性.     

粘弹性谱随机有限元

发展了一种粘弹性谱随机有限元法(VSSFEM),并将其用于固体火箭发动机装药结构随机分析。基于不可压或近似不可压粘弹性增量有限元方法和正交展开理论,考虑固体推进剂泊松比的随机性,推导了粘弹性谱随机有限元列式,最后对弹性约束的圆柱形中孔药柱进行了随机分析。算例分析表明该方法能够正确有效地进行粘弹性体随机分析。     

基于能量耗散的药柱粘弹性累积损伤

基于不可逆能量耗散的损伤变量定义方法和动态线粘弹性理论,建立了固体推进剂累积损伤模型,利用不同拉伸速率下的试验数据,拟合得到了推进剂破坏耗散能表达式,进而给出了推进剂在周期应力响应下的累积损伤计算式,并讨论了周期应力幅值和频率对累积损伤的影响,最后对某舰载发动机药柱进行了累积损伤及使用寿命分析。提出的累积损伤分析方法,为固体发动机贮存寿命预估提供了一条有益的技术途径。     

固体火箭发动机长期贮存热载荷的有限元分析方法

分析了固体火箭发动机药柱在长期贮存过程中,由于温度载荷谱的变化所引起的力学响应。基于粘弹性积分蠕变型本构关系,推导了能分析粘弹结构的热载荷的有限元模型,并用它分析了梁、厚壁圆筒与真实固体火箭发动机的热应力问题。     

一种固体导弹最大射程评定方法

本文提出了一种基于固体火箭发动机性能散布分析的固体导弹最大射程评定方法，将系统辨识、性能散布分析和统计分析有机结合，实用性强，对固体导弹试验鉴定技术研究具有重要意义。     

伞盘结构对大长径比发动机药柱结构完整性的影响

为了提高大长径比发动机药柱结构完整性水平,基于三维黏弹性有限元法,计算某大长径比固体发动机在温度和内压荷载联合作用下的结构响应;研究伞盘结构及其位置对药柱最大Von Mises应变的影响规律;讨论当伞盘位于药柱中部时,伞盘最大Von Mises应变随伞盘宽度、深度以及顶部圆弧半径比的变化规律。结果表明,伞盘位于药柱中部时可以有效地降低大长径比药柱的最大Von Mises应变,增加伞盘宽度、深度或选取合适的半径比均可降低伞盘结构的最大Von Mises应变。所得结论可为固体发动机设计提供参考。     

燃烧室压力对潜入式喷管喉衬热应力的影响

为了研究燃烧室压力对固体火箭发动机潜入式喷管热应力影响规律的问题,采用商业流体软件,基于压力求解器,求解了喷管纯气相的流场,确定了燃气温度、压力、壁面对流换热系数;采用有限元软件,依据流场计算的非均布壁面压力与非均布对流换热,求解了燃烧室压力为6 MPa下的潜入式喷管热结构问题;通过地面点火试验验证了仿真模型与数值方法的有效性与准确性;采用相同计算模型与数值方法,求解了在燃烧室压力为9 MPa、12 MPa下的喷管热结构问题,揭示了燃烧室压力对喉衬热应力的影响规律。结果表明:整个工作过程,喉衬环向应力最大值为103.9 MPa,位于内表面,且随时间增大,先增大后减小;喉衬环向拉应力也随时间先增大后减小;随压力增大,对流换热系数增大,喉衬温度升高,喉衬环向拉应力增大,喉衬环向压应力减小。     

材料性能对固体发动机结构完整性的影响

基于描述粘弹性材料特性的Burgers模型的本构关系以及基于该本构关系下的有限元方法 ,根据温度载荷和内压载荷的特点 ,分别建立了分析某固体发动机材料性能参数对结构完整性影响的有限元模型。应用MSC/NAS TRAN结构分析软件 ,详细分析了在温度和内压载荷作用下固体发动机材料性能参数对结构完整性的影响。在温度载荷的作用下 ,主要影响结构完整性的是推进剂的泊松比与热膨胀系数 ;在内压载荷作用下 ,主要影响结构完整性的是包覆层和推进剂的泊松比以及推进剂的初始模量。所得的结论可为固体发动机的生产设计提供参考