简介：采用大型通用分析软件MSC／NASTRAN，对含有不同缺陷尺寸的钢管，进行三维非线性有限元强度分析。并给出了缺陷的深度、轴向尺寸、环向尺寸对钢管强度影响的计算分析结果。

简介：研究了自锁阀激光焊接焦点位置与焊缝熔深之间的关系、焊接速度和激光功率与焊缝熔深之间的关系，分析了随着激光功率增加，不同焦点位置的焊接过程依次经历稳定热导焊，热导焊、深熔焊交替进行的不稳定焊接和稳定深熔焊接三种模式，进而研究了稳定焊接模式下工艺参数与焊缝熔深之间的关系，得出了自锁阀在稳定焊接模式下的最佳焊接工艺规范参数。采用该激光焊接工艺规范焊接的常压和高压自锁阀焊缝外观质量、气密、液压以及焊缝氦质谱检漏试验结果全部满足设计要求。常压和高压自锁阀已经应用于嫦娥五号、探月工程、东风导弹武器系统、货运飞船、921-3推进分系统、东方红三号等推进系统的液体火箭发动机之中。

简介：摘要：在进行热效应的模态分析中，热应力可以视为预应力。本文比较详细地描述了MSC．Patran平台下建立波纹管结构有限元分析模型的方法，应用MSC．Nastran软件进行了两种模态分析，第一种是仅考虑因温度导致的刚度降低引起的波纹管固有特性变化；第二种是在第一种基础上考虑了热应力和波纹管内部压力，处理方法是首先进行应力分析，获得预应力效应矩阵，并将外部载荷转化为结构的额外刚度，再通过MSC．Nastran非线性求解模块进行包含预应力的模态分析。结果表明，结构温度发生显著变化并引起热应力，进一步影响到结构的固有振动特性。

简介：提出了用基于平均应力判据的0°层纤维控制的强度破坏准则两来估算开孔缝合复合材料层压板压缩剩余强度的方法，此外，对于含冲击损伤的缝合层压板，将冲击损伤简化为椭圆孔，并采用上述的强度破坏准则来估算冲击后压缩剩余强度，估算结果与试验结果具有良好的一致性。

简介：建立了液体火箭发动机自引射工作过程传热分析模型。分析了圆柱型和二次喉道型引射器在不同冷却水流量下引射器的壁温和热流的变化，得到了引射器可靠工作的冷却水流量范围，引射器冷却水温升测试值和仿真值的一致性较好。

简介：基于自顶向下设计模式，在Pro／E和Intralink平台上实现了液体火箭发动机骨架模型设计。采用多层骨架设计方案，简化了发动机骨架模型，实现了组合件发布骨架模型并行设计，提高了工作效率。通过将组合件空间位置、轮廓尺寸、接口方位和接口结构要求包含在骨架模型中，用骨架模型替代了传统设计模式中的二维结构设计要求，实现了无纸化接口协调，提高了接口协调的准确性和实时性。研究结果表明，基于自顶向下模式的骨架模型设计可显著提高发动机研制效率，降低研制成本。

简介：寿命周期费用分析再次表明:单级入轨可显著降低有效载荷入轨费用.因为没有分级的优势,那么单级入轨火箭就需要非常高的性能和轻的质量。在对可重复使用火箭进行结构分析的过程中,所进行的一项主要研究是动力循环的选择。在普通钟形喷管发动机中,采用的是高室压的补充加注循环如分级燃烧循环或混合式预燃室全流量循环。与燃气发生器循环相比,选择这些循环方式使质量增加,但是可接受的,且性能优于燃气发生嚣循环.在塞式结构中,必须把普通燃烧室的单一圆形喉部分割为许多小的喉部摆放在发动机的周边上.这种结构与普通的钟形喷管相比,需要从中心的涡轮机伸出较长的高压推进剂导管.在分级燃烧循环中,大部分推进剂进行不完全燃烧而且低密度高温燃气需要直径较大的导管.该导管增加的质量抵捎掉了补充加注循环增加比冲所带来的好处,这就促使选择燃气发生器循环.在此将作详细比较研究.