考虑瞬态分析的反应堆结构关键间隙优化设计

反应堆堆内关键间隙设计是反应堆堆内构件结构设计的关键内容。分析了影响堆内构件与压力容器间间隙值的影响因素,针对三种典型间隙,基于通用有限元软件 ANSYS,研究了瞬态工况下反应堆内关键间隙变化,提出了一种新的反应堆内关键间隙优化设计方法。研究成果已成功应用于三代核电华龙一号反应堆内关键间隙的优化设计中,有效提高了反应堆内关键间隙设计的合理性和可靠性。     

间隙对空间可展结构动力学性能的影响

为揭示间隙对航天器可展结构动力学性能的影响。基于间隙铰的接触变形模式。建立了含间隙的可展结构动力学模型。对含间隙的典型可展结构动力学进行了仿真分析。仿真结果表明间隙对可展结构展开过程动力学性能影响较大。在展开起始阶段，间隙铰关节有较大的接触力；由于间隙的影响，产生持续的脉冲式碰撞接触力；随着间隙增大，碰撞力幅值有增大的趋势，碰撞次数减少。摩擦可能激起系统振动，增加系统动力学非线性；同时，摩擦对可展结构动力学扰动也有一定的抑制作用。     

弹炮间隙对火箭弹初始扰动的影响

以螺旋导轨导旋的多管火箭发射系统为研究对象，考虑弹炮间隙对系统的影响，建立了弹炮耦合运动模型，分析了各种可能有膛内运动姿态，并着重研究了弹炮间隙的存在在对膛内运动姿态和起始扰动结果的影响。     

弹管间隙对多管火箭密集度的影响

应用发射动力学理论，建立了考虑弹管间隙的多管火箭发射动力学方程．对某多管火箭武器弹管间隙与起始扰动及密集度进行了仿真，分析了弹管间隙与起始扰动及射击密集度的关系，为提高多管火箭射击密集度提供了一种思路。     

影响长时间续航发动机沉积特性的实验与分析研究

通过对采用高能丁羟复合推进剂的长时间工作续航发动机高，低，常温试验，研究与分析了喷管喉部尺寸，喉衬材料，结构，推进剂性质等因素对喷管沉积的影响。以及对内弹道重现性带来的问题。得出了相应因素的沉积规律。其结果对该类发动机设计有重要借鉴意义。     

磁流变阻尼器间隙结构对阻尼器性能的影响

设计了一种新型的间隙结构,利用ANSYS软件分析带有新型间隙结构阻尼器的性能。通过与原阻尼器进行对比实验分析,实验结果表明：间隙结构对阻尼器的性能有显著影响;设计合理的间隙结构对磁流变阻尼器性能的提高具有重大意义。     

间隙杂质对Ti-Al合金相变的影响

应用固体与分子经验电子理论的平均晶胞和平均原子模型分析计算了间隙杂质对Ti-Al合金价电子结构和相变的影响。同时根据该理论的键能公式计算了间隙杂质影响下的键能、熔点和液相线的变化。据此解释了Ti-Al合金相变目前尚有争议的主要实验结果。表明,间隙杂质提高了合金元素的原子杂阶,引起键结构呈严重的各向异性,阻碍了β→α相转变,导致中间成分相变的复杂性。间隙杂质也降低了熔点及高温液相线,采用近似处理由该理论可较好地计算其平均降低程度。     

可抛式延伸喷管的瞬态温度场和热应力分析计算

已知某固体火箭发动机燃烧产物的热力学特性和发动机性能参数.对该延伸喷管建立二维轴对称有限元计算模型后,对工作时间内瞬态温度场和热应力进行分析计算.得到工作过程中各个时刻结构温度分布和应力分布,验证了结构的热防护和强度.为后续喷管设计提供理论参考.     

径向间隙对行星轮轴承寿命和行星齿轮安全系数的影响

针对某行星变速机构复合排行星齿轮和滚针轴承进行了受力变形分析和损伤率计算.在一定转速和载荷作用下,通过选取不同的滚针轴承径向间隙,并考虑加工情况进行分析计算,对结果进行总结,找出适合的行星齿轮滚针轴承径向间隙,并在试验中进行了验证.研究结论对行星齿轮的强度计算分析和行星齿轮轴承寿命计算具有指导意义.     

航天飞机固体火箭发动机壳体螺栓连接方案的结构分析

人们认为挑战者号航天飞机的事故是由于连接固体火箭发动机(SRM)壳段的柄脚-U 型夹接头之一断裂造成的。柄脚与 U 型夹之间位移过大可能使 O 型环的密封垫错位,从而最终导致事故发生。NASA 兰利研究中心承担了为装配壳体段设计一个可替代方案的工作。他们设计了凸像螺栓连接方案,并分析了该方案是否能在将接头重量减至最小和能控制应力值的同时有效地保持密封性。事实表明在所分析的载荷条件下,接头密封部位能保持固定。唯一能出现的应力问题是凸缘螺栓孔边处应力集中,该处局部应力很高。该方案除比现有方案接头重量大外,确实有其优点,因而成为引人注目的替代方案。     

某型发动机自反馈调节阀动态仿真分析

基于FLUENT软件提供的计算方法和物理模型,利用动网格技术及用户自定义函数（User-define Function,UDF）,对发动机预燃室调节阀的自反馈调节过程进行动态数值模拟,并分析阻尼参数对调节效果的影响。结果表明：自反馈机构可实现对不同压力扰动的及时响应,具有稳定流量的效果,改变阻尼参数可对调节响应速度和流量稳定性进行优化,其中摩擦力对调节影响最显著。     

液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析

采用欧拉-拉格朗日方法对液氧煤油发动机燃烧室内的两相燃烧过程进行数值模拟,在验证模型可靠性基础上,分析无隔板工况下自激1阶切向高频不稳定性燃烧出现的原因。结果表明:喷嘴间雾化锥发生相互干涉使得推进剂空间分布不均,导致脉动释热,同时燃烧室内无隔板时横向压力波阻尼特性降低,使得燃烧室内出现1阶切向燃烧不稳定性;在不稳定燃烧过程中,压力振荡波形和频率与释热波动的波形和频率产生耦合,耦合程度越高,所含释热波峰峰值数量越少,其振荡幅值也将越大。     

某型发动机喷管-排气管系统建模方法

基于有限元分析法,研究某型发动机喷管-排气管系统建模方法.喷管的管束组件由多根螺旋管焊接而成,空间结构复杂,建立有限元模型难度大.将喷管沿轴线方向分为4段建模,采用多层各向异性壳单元模拟喷管管壁,通过偏转单元坐标x轴模拟螺旋角度.基于上述模型的模态分析与试验结果符合较好,模型可以用于振动分析.     

火箭发动机等离子体助燃的计算与分析

针对等离子助燃火箭发动机问题,依据俄罗斯A．Ktimov,V．Brovkin,A．Kuznetsov等提出的助燃模型,应用化学平衡计算程序CEA计算了辛烷C8H16在初温为298．15K和498．15K时的等离子体助燃效果。计算结果表明,火箭发动机等离子体助燃可增加化学反应过程中的活性中间体,提高化学反应速率,提高燃气的燃烧温度。火箭发动机助燃效果非常明显。     

基于模极大值点液体火箭发动机瞬态检测信号重构的小波分析法

文中把小波分析与奇异值检测理论相结合,提出了液体火箭发动机瞬态数据进行处理的方法,应用小波奇异检测和误差滤波理论,给出了瞬态数据的处理过程,并用热试车实验数据进行了验证,结果表明,液体火箭发动机起动段和关机段瞬态信号变化剧烈、非线性严重、奇异点多,该方法应用结果表明信号的奇异点越多,消噪的效果越好,并且不需要过程先验知识。     

筒口流场及其对发动机水下点火影响的数值模拟

研究了导弹水下发射时筒口流场特性,并就筒口流场对发动机水下点火初期的影响进行了分析。采用Mixture多相流模型和RNG湍流模型以及动网格技术,求解了不同工况下二维轴对称筒口流场及发动机喷流流场。计算结果表明,水深越大,筒口气泡断裂越早;燃气发生器熄火时,弹底离筒口越远,气泡断裂对发动机影响越小;燃气发生器延迟熄火,有利于发动机喷流的建立。     

基于径向基点插值法的大口径火炮身管固有频率特性研究

考虑炮口制退器和炮尾的影响,建立身管弹性动力学方程,结合有限元法与无网格方法的各自优点,基于径向基点插值法。以积分点所在的单元支持域作为积分点的插值域,提出单元支持域径向基点插值法。建立离散形式的身管弹性动力学方程,计算获得身管固有频率。通过数值算例和实验验证了所提方法求解身管模态的有效性。计算结果表明：在相同网格数的情况下,所提方法能够得到更准确的结果,而且与实验结果相吻合。     

7.62mm机枪枪身在模拟弹性架上的动力学分析

对带弹性枪架的机枪系统动力学问题进行了分析研究，构造了机枪系统（射手、机枪、土壤系统）的二自由度动力学模型。作为实例，计算了６７－２式７．６２ｍｍ机枪枪身及其自动机的运动规律，并进行了实验，最后将结果作为对比分析，并对提高机枪研制水平提出了建议。     

制导刚度受限时不同结构驾驶仪对制导精度的影响分析

为有效提高比例导引制导反坦克导弹近射程作战能力,需研究制导刚度受限时,不同结构自动驾驶仪对制导精度的影响.首先对反坦克导弹比例导引制导系统形式进行了阐述;然后给出常用的自动驾驶仪,并对不同自动驾驶仪的动态性能进行对比分析;最后分析对应的线性比例导引制导系统模型,得出在制导刚度受限条件下,阻尼回路自动驾驶仪对应制导系统制导精度最高.