固体火箭技术
固體火箭技術
고체화전기술
JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY
2013年
4期
486-490,495
,共6页
双脉冲发动机%隔舱%设计方法%虚拟裂纹闭合法
雙脈遲髮動機%隔艙%設計方法%虛擬裂紋閉閤法
쌍맥충발동궤%격창%설계방법%허의렬문폐합법
double pulse motor%PSD%designing method%VCCT
为了得到双脉冲发动机中金属膜片式隔舱的设计方法,通过圆板大挠度理论和断裂力学理论推导出金属膜片预制缺陷处应力强度因子的计算式,通过三维虚拟裂纹闭合法数值计算了预制缺陷处的应力强度因子,数值计算结果与公式计算结果一致性较好.通过多孔圆板强度理论,建立了支撑件强度校核方法,并与数值计算结果对比,校核方法所得应力值略高于数值结果,说明按该方法校核支撑件强度更有利于提高隔舱的承载能力.为了进一步验证公式方法的准确性,进行了隔舱相关试验.膜片实际平均打开压强与公式设计值误差仅为5.0％;通过热流模拟试车考核了隔舱承压性能,支撑件结构保持完整.数值分析及实验结果说明,文中所推导方法可用于设计膜片的结构尺寸和校核支撑件强度,所得方法可直接应用金属膜片式隔舱设计中.
為瞭得到雙脈遲髮動機中金屬膜片式隔艙的設計方法,通過圓闆大撓度理論和斷裂力學理論推導齣金屬膜片預製缺陷處應力彊度因子的計算式,通過三維虛擬裂紋閉閤法數值計算瞭預製缺陷處的應力彊度因子,數值計算結果與公式計算結果一緻性較好.通過多孔圓闆彊度理論,建立瞭支撐件彊度校覈方法,併與數值計算結果對比,校覈方法所得應力值略高于數值結果,說明按該方法校覈支撐件彊度更有利于提高隔艙的承載能力.為瞭進一步驗證公式方法的準確性,進行瞭隔艙相關試驗.膜片實際平均打開壓彊與公式設計值誤差僅為5.0％;通過熱流模擬試車攷覈瞭隔艙承壓性能,支撐件結構保持完整.數值分析及實驗結果說明,文中所推導方法可用于設計膜片的結構呎吋和校覈支撐件彊度,所得方法可直接應用金屬膜片式隔艙設計中.
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