简介:研究了基于Flowmaster软件的直升机压力加油冲击压力仿真建模,将仿真结果与试验结果比较,采用地面压力加油泵进行建模,仿真计算冲击压力值远较试验值大;据此,提出采用恒压源代替地面压力加油泵的建模方法,仿真计算冲击压力值与试验值相差10%左右,满足了直升机压力加油冲击压力的工程计算需要。
简介:复合材料在新型客机上得到广泛应用,飞行过程中机身外表可能遭受冰雹袭击,造成机体破坏,危害乘客安全。为研究复合材料蒙皮抗冰雹冲击性能,本文首先基于弹塑性模型,考虑应变率强化效应和脆性断裂行为,建立冰雹动态本构,并根据冰雹撞击传感器试验数据修正冰雹模型参数;然后通过引入三维Hashin失效准则和Cohesive界面元,模拟复合材料的纤维断裂、基体压溃和脱粘分层损伤破坏行为;进而建立复合材料层合板抗冰雹冲击的数值模型,并研究其在不同冲击速度下的动态响应和损伤特性。数值结果表明:针对本文复合材料层合板构型,冲击失效阚值能量为232J;冲击载荷峰值和冲击点位移随冲击速度的增大而增大,但增幅趋缓;分层损伤面积与冲击速度近似呈线性关系;相邻层的铺层角度差为90°时,其层间分层现象更为显著。
简介:在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧室应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22%,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5%。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20%,冷却剂压降增加不到2%。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33%。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2%的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8%,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。