本期导读

正基于MSC.Marc的固体发动机喷管非线性瞬态热结构耦合分析P6热结构设计是固体发动机结构设计的重要部分,设计中需要考虑发动机结构在内部高温高压燃气作用下的传热、烧蚀、碳化、强度、刚度等问题。利用MSC.Marc软件对喷管进行了非线性瞬态热结构耦合分析。获得了喷管结构在工作过程中的温度和应力分布、零部件粘接界面工作情况、预留热膨胀间隙变化规律等。计算结果表明,依据常规设计方法设计的喷管方案结构质量有较大设计余量;喉衬与相邻材料的胶粘面在喷管工作     

一种固体发动机喷管喉衬烧蚀传热计算方法

基于喷管喉衬材料在工作过程中的烧蚀模型,建立了一种喷管喉衬瞬态烧蚀传热计算方法。采用Python语言对MSC.Marc进行二次开发,引入喉衬烧蚀移动边界和瞬变内流场边界,实现了对喷管喉衬工作过程烧蚀传热计算。计算获得了喉衬工作过程中与高温燃气接触表面形貌变化规律和温度分布规律。计算结果表明,喉衬工作过程中考虑烧蚀时,最大径向线烧蚀率发生在瞬时喉部前端;瞬时喉部随工作时间加长向喉衬出口端移动;喉衬整体温度相比未考虑烧蚀的喉衬温度有显著差异。计算方法为喷管喉衬的精细化设计提供了设计依据,对喉衬工作过程可靠性评估具有指导意义。     

基于烧蚀理论的固体火箭发动机热结构传热数值模拟

应用高级传热分析模块MARC-ATAS,以固体火箭发动机喷管喉衬热结构为研究对象,基于表面能量平衡理论,采用流线模型,在热传导、对流和辐射基础上,考虑C/酚醛复合材料的气化、热解和碳化、喉衬表面的三氧化二铝粒子冲击传热影响,数值模拟了喷管喉衬的瞬态烧蚀传热过程,获得了50 s内喷管喉衬温度、烧蚀量、碳化分数和密度的变化规律：其中对于喉衬结构,烧蚀率较小可采用网格松弛法,对于烧蚀率较大的热结构传热计算,可采用网格消除法;建立的固体火箭发动机热防护结构数值模拟方法在固体火箭发动机工程研制中具有指导意义.     

基于AutoLISP的固体火箭发动机喷管参数化设计

归纳并总结了固体火箭发动机喷管的设计规范与经验，梳理了表征喷管结构特征的一系列特性参数，建立了喷管的数学模型。基于AutoCAD的二次开发工具AutoLISP,以所建立的喷管数字化模型为基础，编写了固定喷管的参数化设计程序，实现了固体火箭发动机喷管喉衬、背壁绝热层、喷管壳体、绝热扩散段、绝热套等基本零件的参数化设计。通过DCL对话框工具开发，形成了图像辅助设计及设计参数输入对话框，实现了喷管设计参数的获取，使喷管参数化设计工具具有了较好的人机交互。实现了固定喷管参数化设计的功能，使喷管设计师在快速方案论证中的工作效率有了大幅提升。     

某型喷管组合装配工艺性研究

通过分析某型喷管组合装配中堵盖不易定位和石墨喉衬粘接不易操作的工艺难点,采用真空吸管控制方式粘接堵盖,设计工装粘接石墨喉衬,并对工装的施力情况进行ANSYS建模分析,确定工艺方法,实现了堵盖、石墨喉衬粘接的方便操作、准确定位、定力控制,有效提高了质量稳定性和生产效率。     

聚酰亚胺复合材料在喷管轴向限位的应用研究

零、部组件轻质化是固体火箭发动机的重要发展方向之一,这对新材料的力学性能与有关结构的适应性带来很大考验。针对全轴摆动喷管机械式金属限位装置的功能,设计了一种聚酰亚胺复合材料限位结构。这种结构的应用不仅可以减轻喷管质量,还能有效降低摆动力矩,节约加工成本,提高摆动喷管的可靠性。通过有限元仿真,分析了聚酰亚胺限位结构的热应力及工作过程中相关零件的间隙,得到了聚酰亚胺限位结构在导弹发射及发动机点火建压时刻的应力分布。结果表明,聚酰亚胺复合材料能够满足轴向限位功能的力学性能要求。非金属限位结构的研究为摆动喷管结构简化技术提供了技术参考。     

飞行器姿态控制用拉瓦尔喷管的流场分析

在一种利用喷气反作用力的飞行器姿态控制方法的基础上,建立拉瓦尔喷管的热力学和动力学模型,取得了拉瓦尔喷管内部速度场、压力场及温度场的分布规律。分析结果表明:喉部及初始扩张段气流的速度变化快,气体对壁面的冲刷严重,该部位可采用抗冲刷防护材料和工艺处理措施;在收缩段的喷管壁面处的压力高,喉部及初始扩张段壁面的压力变化剧烈,可采用强度较高的防护材料;气流经过拉瓦尔喷管过程中,温度不断降低,但壁面温度变化幅度不大,在喷管喉部处的温度快速下降且出现不均匀变化现象,可见喷管收敛段及喉部着重注意耐烧蚀防护处理。本文的理论结果和实验结果相符,研究结果可作为拉瓦尔喷管结构和工艺设计的理论依据。     

内涵喷管裂纹产生原因

某型机GH536合金制内涵喷管在工作22 h后,表面定位焊点和滚焊焊点热影响区产生裂纹,采用断口形貌、显微组织观察和化学成分测试等方法分析了裂纹的产生原因.结果表明:该内涵喷管上的裂纹为萌生时应力较大、扩展时应力较小的疲劳裂纹;内涵喷管未按工艺规定的位置进行氩弧焊定位,并且未去除定位焊点,在疲劳加载过程中,定位焊点和后续滚焊焊点热影响区存在应力集中,导致疲劳裂纹萌生.     

悬浇时差下不同施工方案对连续刚构桥的影响研究

针对现阶段在悬浇时差下连续刚构桥合拢误差消除方案的单一性问题,提出了通过调整节段标高进行顺接来消除合拢误差这一方案。由于竖向压重强制合拢和通过调整节段标高进行顺接来合拢这两种方案与原设计正常合拢程序不一致,属于非正常合拢,因此会导致成桥后结构受力状态发生变化,进而导致成桥的线型发生变化。这里归纳了作者掌握的资料,结合作者近期研究成果,采用迈达斯建模对比分析了竖向压重强制合拢和通过调整节段标高两种方案对成桥线型和结构应力的不同影响。研究结果表明：与理想状态相比较,调整节段标高方案对成桥跨中线型影响相对较大,强制合拢方案的影响相对较小;在成桥结构应力方面,调整节段标高方案的影响较小,而强制合拢方案的影响较大;无论是线型还是结构应力,强制合拢方案对边跨均有较为明显的影响,而调整节段标高方案对边跨的影响并不明显。     

扩张调节片在多种载荷条件下的数值分析

战斗机发动机喷管技术是决定它良好的隐身性、高机动性、敏捷性等性能的主要因素。高推重比的要求使集收扩喷管普遍采用薄璧结构。这种结构在高温、高压作用下不但容易强度失效 ,而且还会导致结构变形过大。喷管的主要构件之一——扩张调节片的变形会大大降低战斗机的性能 ,甚至导致事故。本文建立了扩张调节片有限元模型 ,用有限元法计算出该构件的温度场 ,并对其进行不同载荷条件下 (分布载荷、热载荷、分布载荷和热载荷联合作用 )的应力和热变形分析。结果表明 :热载荷是影响该构件强度和刚度的主要因素 ;该构件强度符合要求 ,刚度有待提高。最后 ,提出了一种考虑热变形等因素影响的运动副间隙确定方法     

隧道软岩洞口段纤维混凝土衬砌抗震性能研究

为了进一步提高强震区隧道软岩洞口段的震时安全性,依托白云顶隧道进口段工程,对采用钢纤维混凝土二衬、玄武岩纤维混凝土二衬和钢筋混凝土二衬的隧道软岩洞口段进行了大型振动台动力模型试验。试验结果表明:采用纤维混凝土二衬提高了支护结构的强度及韧性,可有效提高隧道结构的震时安全性;硬岩段隧道结构安全性由运动相互作用控制,采用纤维混凝土二衬,隧道结构所承受的地震惯性力变化很小,安全系数最小值提高较大,最高增长了71.07%;软岩段隧道结构安全性由运动相互作用和地震惯性相互作用共同控制,采用纤维混凝土二衬对于抵抗隧道结构所承受的地震惯性力作用明显,安全系数最小值最高增长了30.40%。该研究成果可为强震区软岩洞口段的抗震设防设计提供参考。     

拉法尔喷管流态分析与数值模拟

拉法尔喷管结构设计的合理性直接影响真空发生器的工作效率.使用FLUENT模拟软件对拉法尔喷管结构和使用工况两个方面进行模拟分析,寻求内外部因素对喷管出口速度变化的影响关系.由仿真结果可知,喷管出口背压与进气压力的比值决定喷管内部的流动状态,拉法尔喷管的收缩角与扩张角的改变对喷管出口流速影响较小,而改变喷管出口截面与喷管喉部截面的面积比,喷管出口速度发生显著改变.     

固体火箭发动机喷管材料烧蚀仿真及分析

针对固体火箭发动机喷管材料烧蚀问题，分析并比较了碳基材料喷管和钨材料喷管的烧蚀率。通过计算两种喷管材料的热化学反应速率，得到了对应的烧蚀率和热流密度分布特性，并分析了燃烧室压强和温度对喷管烧蚀的影响。结果表明：碳基材料喷管与钨材料喷管的烧蚀分布规律相同，但钨材料喷管的整体烧蚀率更小；燃烧室压强和温度均会提高喷管的烧蚀率。综合考虑材料成本和固体火箭发动机整机重量因素，选用钨材料喉衬可以明显减小喷管关键位置的烧蚀量。     

往复密封轴用Y形密封圈密封性能分析

为研究往复密封轴用Y形密封圈在静、动密封工作时的密封性能,利用有限元软件ABAQUS建立了Y形密封圈二维轴对称有限元模型,讨论了工作压力、密封间隙、往复运动速度、摩擦系数对其密封性能的影响。结果表明:静密封工作时,Y形密封圈内部应力基本呈对称分布;动密封工作时,Y形密封圈内唇侧应力明显大于外唇侧应力,外行程应力变化波动幅度大于内行程相应应力变化波动幅度,外行程更易引起密封圈失效;Y形密封圈根部、上端开口处、内唇唇口、密封圈与活塞轴接触区域较易发生失效;Y形密封圈最大接触应力均大于相应工作压力,具有较好的密封性能;往复运动速度对最大Von Mises应力影响较小;工作压力、密封间隙、摩擦系数对最大剪切应力影响较大。     

三轴承旋转喷管型面设计与运动规律研究

通过对短距/垂直起降用三轴承旋转喷管的工作原理及工作特点分析,建立了三轴承旋转喷管的数学模型,得出了三轴承旋转喷管的几何结构特征及三段筒体之间的运动规律,可准确计算出喷管的结构参数和运动参数。同时,以某型发动机旋转喷管的参数为设计指标,对建立的喷管简化模型进行了运动学模拟,验证了数学模型的可靠性。研究结果对短距/垂直起降飞机用发动机三轴承旋转喷管的设计和深入研究工作具有一定的参考价值。     

射流位置对喷管喉道倾斜矢量控制方案的影响分析

利用RNG k-ε湍流模型,采用局部网格加密技术,求解三维N-S方程对某型二元喷管喉道倾斜矢量控制时的全流场进行了数值模拟.研究表明在小扩张比、短扩散段喷管上,采用喉道倾斜矢量控制方案主流可以实现亚音速偏转.采用三维曲面生成法分析了调整喉部射流位置和扩张段射流位置对喷管流场的影响,计算表明喉部射流位置越接近喉部,扩张段射流位置越靠近喷口,产生的推力矢量越大.     

缩扩型超音速喷管的设计与仿真

缩扩型的拉瓦尔喷管可以使通过其的气流获得超音速,出口速度的大小以及气流是否稳定是决定拉瓦尔喷管性能优劣的关键因素.通过Fluent软件对拉瓦尔喷管的相关流场进行了数值仿真,分析了入口压力、面积比、收缩段型面及扩张段的锥角对喷管出流速度的影响,可为喷嘴的设计提供理论指导.     

声衬技术在大涵道比发动机短舱上的应用

航空发动机噪声不但污染环境,也会损害人们的健康,航空发动机的噪声污染正逐步受到重视,从声源上降低噪声较难,从传播途径上降低风扇噪声是目前简便的方法,现有的商用发动机通过在涵道内壁安装声衬,从而降低风扇噪声。短舱大部分结构处于涵道内,因此,在短舱内安装声衬是发动机降噪最有效的手段。短舱声衬应用部位较多,包括进气道内壁板、反推阻流门、外涵外壁、核心机舱罩以及喷管,因此,声衬技术的研究对短舱设计意义重大。本文重点分析了国外成熟机型短舱声衬的应用及设计现状,包括声衬结构形式、选材、应用部位及声衬设计要点等。     

文丘里管扩张段湿气流动特性与结构优化

对文丘里管扩张段加速压降和摩阻压降进行理论分析,利用计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)数值模拟方法针,对管径50 mm,节流比0.55的长喉颈文丘里,从扩张角度和扩张段形状入手设计了4种结构,寻找适合湿气流动且能提高文丘里前后差压比值K对液相体积含率LVF线性辨识能力的最优结构。模拟结果与理论分析吻合,表明差压比值K随扩张角度增加而增大,但难以实现线性辨识。扩张段采用椭圆弧结构,可通过减小加速压降增大摩阻压降提高K值对液相的分辨能力。同时必须保证扩张段与后直管段平缓连接,从而确保湿气流动形态稳定。椭圆弧结构与直线结构平缓相接的扩张段模型在保证湿气流动稳定前提下,将差压比K与LVF的线性度由原先的1.5%拓宽到4.5%。     

基于有限元分析耐高压试验观察装置设计

耐高压试验观察装置应用于模拟深海高压受力情况,在实验室中近似模拟分析观察窗实际受力情况,提高分析的准确性.针对应用于圆锥形观察窗研究的试验用耐高压观察装置进行设计,对比球壳型和圆筒型压力装置的优缺点,选取圆筒型进行尺寸设计,基于有限单元法对结构强度进行分析;对密封装置进行设计,选取O型圈结构,利用Marc软件对0型圈进行密封分析,获得最佳密封间隙和压缩率;并对密封间隙和压缩率对0型圈应力的影响进行分析;根据设计最大加压情况,对连接装置和加压装置进行设计;对比实测观察窗主轴位移拟合值与理论分析、仿真分析结果的差异,验证装置的可靠性.结果 可知:理论分析和试验结果基本一致,装置设计合理,符合强度要求,可以作为试验分析的依据;试验装置采用0型圈结构,最佳密封间隙和压缩率分别为0.043mm和10％;耐压80Mpa下的密封间隙和压缩率对于较小接触压应力和最大Von Mises应力具有积极的作用;研究内容为同类设计提供重要参考.