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飞机壁板结构击穿的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为了分析飞机壁板结构受到常规弹道速度(500~1000m/s)下地面火炮攻击时的动态响应和形成的损伤,应用大型动态非线性有限元分析软件MSC.Dytran建立刚性弹体高速垂直撞击侵彻方形薄靶板的三维模型,采用Johnson-Cook应变率相关材料本构模型,模拟在不同的射弹碰撞速度下薄靶板的侵彻击穿过程,讨论了带加强筋薄靶板和具有初始应力的薄靶板的破坏、损伤情况。模拟结果表明,加强筋可以在一定程度上抑制靶板结构的破坏和损伤,处于承载状态下的薄板被射弹击穿后会造成更大的破坏,使承载能力迅速下降。 相似文献
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针对目前判断器件的可靠性实验中存在成本高、周期长的问题,对微型压阻式加速度计在冲击载荷作用下的动态力学响应特性进行研究,获得微加速度计在冲击载荷作用下的动态力学响应规律。以锥形头部弹体为例构建动力学模型,对典型的微加速度计和冲击载荷工况进行理论研究,分析压阻式微加速度计在冲击载荷作用下的动态力学响应特性。结果表明:压阻式微加速度计在冲击载荷下的响应由应力波的渡越时间、结构的本征振动周期及脉冲的持续时间这3个时间常数及其关系决定,可准确反应弹体所受冲击载荷的特性。 相似文献
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全封闭舱内爆炸载荷作用下薄板变形研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在内爆炸载荷作用下,舱室内部长时程准静态压力载荷会对结构极限变形产生重要影响,使得其结构响应与敞开环境空爆下的情况有较大区别。计算分析了方形薄板在内爆炸载荷作用下动态响应,基于薄板在冲击载荷作用下的变形规律,提出了用于评估结构在内爆炸载荷作用下极限变形的无量纲损伤数。该无量纲损伤数考虑了舱室体积、炸药能量、结构几何尺寸及屈服强度等因素对内爆炸载荷作用下结构变形响应特性的影响。薄板变形的分析结果表明,结构极限变形与板厚比和无量纲损伤数之间存在明显线性关系,可通过拟合获得舱内爆炸载荷作用下结构极限变形的快速预报经验公式。提出的无量纲损伤数考虑了板大变形响应过程中的中面膜力效应和板厚影响,更加适合于分析薄板在内爆炸载荷作用下的塑性大挠度变形值。 相似文献
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为研究多孔发射药受冲击载荷的力学响应过程及几何参数变化对药粒力学性能的影响,采用ANSYS/LS-DYNA有限元软件建立了七孔、十九孔发射药计算模型,模拟药粒在冲击载荷下的受力情况,然后建立单孔发射药模型,长径比为1:1、2:1的七孔、十九孔发射药和花边形七孔、十九孔发射药模型,研究孔数、长径比和外形对药粒应力的影响.结果表明,药粒被压缩后发生回弹,与落锤接触面的应力从圆心到边界逐渐增加,药粒中部发生膨胀;受孔处应力集中的影响,孔数的增加改变了端面应力分布连续性,和单孔药相比,七孔药的受力时间和最大压缩位移分别增长了3.39%和3.76%,十九孔药的受力时间和最大压缩位移分别增长了10.17%和15.05%;当孔数不变,长径比从1:1增加到2:1时,应力峰值减小而压缩位移峰值增大;花边形药粒比圆柱形药粒更易在花边凹陷处出现应力集中.对发射药应力响应过程及影响因素的研究为发射药力学性能研究提供了基础数据. 相似文献
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针对发动机叶片常受外物撞击而产生损伤的问题,采用非线性有限元法就旋转离心应力对叶片外物损伤的影响进行分析,并采用动力松弛法在撞击分析前对叶片结构进行应力和位移的初始化,建立离心应力下叶片外物撞击的非线性动力学分析模型。通过在LS-DYNA中进行不同离心载荷下叶片外物撞击的数值模拟比较,结果表明,离心应力对叶片的瞬态响应及损伤特征有较大的影响。 相似文献
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舰艇在设计过程中不可避免地会出现大开口部位,这类部位对舰艇的结构强度、稳定性等都有比较严重的影响。特别是在舰艇遭受到水下非接触爆炸冲击载荷作用以后,会引起拉伸/压缩的交变载荷,在船体结构大开口角隅处产生应力集中现象。本文通过建立舰艇船体结构冲击响应有限元分析模型,计算分析了在不同海况下舰艇遭受到水下非接触爆炸冲击后结构大开口角隅处的应力及其储备系数。研究结果表明,结构大开口部位公共角隅处的安全储备系数较小,应力集中现象明显,在进行舰艇船体结构抗冲击设计与评估等研究过程中需要予以考虑;此外,对于相同爆距,遭受水下爆炸冲击的舰艇船体结构在静水弯矩工况下的安全储备系数一般大于六级海况下的情形,这说明波浪弯矩导致的舰艇中拱或中垂加剧了结构大开口部位角隅处的应力集中现象。 相似文献
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1.引言像飞机所有外挂物一样,“捕鲸叉”导弹(AGM-84A)在其使用期限内将受到各种冲击和振动载荷的影响,这使导弹及其设备的可靠性受到威胁。与飞机作战直接有关的最重要的冲击和振动环境包括载机弹射和用拦阻装置着陆时的冲击载荷,挂飞时长期振动载荷,在飞机火炮射击时引起的短期振动载荷以及在导弹发射时强烈的冲击载荷。在较早的一个报告上评定了导弹结构对发射冲击的响应,本报告讲的是导弹对上面提到的其它动力载荷的响应。 相似文献
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月壤撞击坑对探测器着陆性能影响研究 总被引:1,自引:1,他引:0
探测器软着陆后的姿态是上升器月面稳定起飞的前提基础,研究月壤撞击坑给探测器着陆性能带来的影响对上升器月面稳定起飞具有重要意义。通过有限元法(FEM)模拟GRC-1 型月壤的非线性力学特性,并与文献[13]中三轴试验结果对比,验证了仿真方法的有效性;在综合考虑月壤非线性、反推火箭残余应力、姿态控制力和重力的基础上,建立了探测器着陆过程动力学模型;以四腿悬架式着陆器为研究对象,研究了月壤撞击坑对探测器着陆后姿态的影响。结果表明:探测器着陆后的姿态角随撞击坑深度的增加而增大;若要保证上升器月面稳定起飞,撞击坑深度不能超过600 mm. 相似文献
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高速飞行器头罩分离设计方案研究 总被引:1,自引:0,他引:1
随着飞行器飞行速度的提高,飞行器头部力热环境十分恶劣,需采用头罩分离技术才能保障飞行器精确制导。对高速飞行器的头罩设计及防护设计进行了研究,同时提出了采用导爆索、推冲器的2种头罩分离方案,并进行了抛罩的试验验证和理论仿真计算,试验结果证明了该方法的可行性。 相似文献