摘要：将基于Kriging模型的近似技术引入导弹气动优化设计。通过求解最优相关参数,对Kriging模型的拟合精度进行了研究,并提出一种基于不断更新Kriging模型的优化设计算法框架,用于固冲发动机导弹气动优化设计,目标函数为巡航飞行状态下全弹升阻比最大。结果表明,在样本点个数较少时,通过优化算法求得最优相关参数,可保证Kriging模型的拟合精度满足要求;与基准导弹相比,在保证弹翼、尾翼面积不变条件下,优化后导弹升阻比提高21.9%,优化效果明显。

摘要：为获得高承载效率的带蒙皮纤维缠绕复合材料圆柱网格结构,利用有限元法对其轴压稳定性进行了分析。同时,结合ANSYS的二次开发语言APDL编写了圆柱网格结构参数化设计程序,并运用该程序研究了带蒙皮圆柱网格结构载荷质量比随纵筋缠绕角度、筋横截面积、筋高宽比、纵筋对数以及环筋条数的变化规律。对于一定尺寸的网格结构在INSTRON1346材料疲劳强度试验机上进行了轴压实验。研究结果表明:利用有限元法可以有效预测带蒙皮圆柱网格结构的轴压承载能力;纵筋缠绕角度在0～40°范围内时,圆柱网格结构具有较高的承载效率;筋高宽比的较佳选择范围为0.9～1.3。

摘要：对轴压载荷作用下固体火箭发动机复合材料裙与壳体搭接区的受力变形情况及承载能力进行了有限元分析，应用板壳理论对搭接区进行了分析，证明有限元计算结果合理可信；对裙搭接长度在40～60mm范围内进行了寻优计算。结果说明，搭接区裙外铺层是搭接区最薄弱的环节；影响搭接区承载能力的主要结构因素有裙尖厚度、裙外铺层厚度、直段橡胶长度；随裙搭接长度的增大，搭接区承载能力呈现先增大后减小的趋势，存在搭接区承载能力的极大值。该分析方法和结果可供搭接区分析设计参考。

摘要：为进一步提高先进固体火箭发动机(ASRM)的性能、可靠性和飞行安全性,采用更简化、更坚固的设计,在出口锥后段采用低密度碳布酚醛(LDCCP)和轻质柔性密封减少了相当可观的质量.缩比、原型、改进和鉴定的发动机试验将用来发展和验证材料、工艺和设计.

摘要：为探索大型固体火箭发动机喷管与壳体连接用的卡环结构,设计了一套试验研究装置。试验结果表明,该装置设计合理,所得试验结果与理论计算一致性较好,试验是成功的。由此使卡环结构应用于大型固体火箭发动机取得了突破性进展。

摘要：C/C喉衬材料的烧蚀性能与原材料性能、工艺过程有很大关系,采用小型试验发动机可有效进行C/C喉衬材料烧蚀性能模拟试验。介绍了3种小型发动机喉衬烧蚀试验方法,并着重分析了一种方形喉衬的试验方法。试验结果表明,该方法适于各类喉衬材料的烧蚀性能对比,尤其适用于径棒法编织的C/C喉衬材料。

摘要：用有限元法对花瓣铺层C/C喷管扩张段外缠绝热层工艺固化过程的应力 应变进行了分析 ;并分析了C/C材料的层间缺陷对热应力的影响。通过分析可知 ,由于花瓣铺层C/C材料与绝热层材料线膨胀系数不一致 ,导致它们在固化过程后产生热应力 ;而C/C扩张段中少数缺陷的存在 ,使得缺陷附近的层间剪切应力大幅增加 ,从而可能导致其结构的完整性被破坏。文中的分析可为花瓣铺层C/C扩张段的设计和工艺提供参数。

摘要：文摘运用一次二阶距(FOSM)法,对纤维缠绕复合材料压力容器进行了可靠性分析,并与传统网格理论设计法进行了对比,讨论了纤维拉伸强度、爆破压力、压力容器半径、纤维缠绕层总厚度及缠绕角的变异系数对纤维强度发挥系数和压力容器壁厚的影响。结果表明:随着各设计参数变异系数的均匀增大,纤维强度发挥系数迅速减小,压力容器壁厚迅速增大;缠绕角度和纤维拉伸强度的变异系数对它们的影响最为显著。

摘要：为获得高承载效率的网格结构,利用有限元法对纤维缠绕复合材料圆柱网格结构的稳定性进行了分析。结合ANSYS的二次开发语言APDL编写了圆柱网格结构优化设计程序,并运用该优化设计程序研究了网格结构载荷质量比随缠绕角度、截面高宽比、环筋条数以及纵筋对数的变化规律。对于D=480mm,H=210mm,筋横截面积A=28mm2的复合材料网格结构;从理论上得出较优的设计参数:高宽比7:4,缠绕角度30度,环筋条数3条,纵筋对数51对。最后,参照优化设计结果制造了相应尺寸的网格结构并在INSTRON1346材料疲劳强度试验机上进行了轴压实验,实验结果表明:利用有限元方法可以有效预测复合材料网格结构极限轴压并进行优化设计。

摘要：本文考虑了火箭的级间连接裙,建立了火箭发动机壳体封头形状优化的一般方程。问题归结为求积分泛函的极小值。用数值解法求得了椭球封头和Cassinian封头的优化解。