研究了用超声干耦合单面检测方法对固体发动机喷管复合材料扩张段进行阵地探伤的可行性和判伤标准，探讨了方法对扩张段的探测能力及检测试验件的最佳检测工艺条件，并给出了实验结果。

利用大变形、接触的非线性有限元理论建立了某固体火箭发动机密封结构的二维轴对称模型,用有限元软件计算出该结构在工作状态下的变形和应力。通过计算可知,在橡胶“O”形密封圈与上下法兰接触的位置产生最大的接触压应力,在密封槽槽口转角位置产生最大的剪切应力。对密封性能的各结构参数进行了分析,讨论了上下法兰张开间隙、初始压缩率、密封槽槽口及槽底倒角半径、密封槽宽、密封圈材料等典型参数的影响:上下法兰张开间隙、密封圈的初始压缩率对最大接触压应力的影响较大,而密封槽槽口和槽底处倒角半径对剪切应力影响明显。三维壳体结构的有限元分析结果表明,上下法兰在内压作用下产生不均匀的张开间隙,体现了三维结构的特点。不均匀的张开间隙与二维轴对称结果对比可知,以最小间隙作为设计间隙,二维轴对称分析模型可取...

采用基于雷诺时均方程的数值模拟方法,对一种Ma=4级的轴对称超声速变几何进气道气动方案设计及其性能分析开展了研究。首先,基于总体设计约束,构建了进气道3种外压缩气动方案、5种内压缩设计方案、多种不同的扩压器设计方案,对其不同来流马赫数下的气动性能进行了数值模拟对比分析,给出了典型几何设计参数对该类超声速轴对称进气道气动性能的影响规律;据此,获得了一种三级锥外压缩、扩压段面积与中心线变化规律前后缓急相当的唇罩可动式轴对称超声速可调进气道气动设计方案及其几何调节规律。其次,对所设计的可调进气道开展了气动性能分析研究,数值模拟的结果显示在不同的马赫数状态下,该可调进气道的捕获流量满足预期设计需求,Ma=2和Ma=4时,进气道出口的总压恢复系数分别为0.82和0.45。

依据非线性力学理论,用工程实用的测试方法,对硅橡胶材料单轴拉伸力学行为进行了测试,通过对测试结果的拟合处理,得到了四参数的Mooney-R ivlin模型常数,模型曲线与实测应力应变曲线吻合较好。采用该模型常数对硅橡胶“O”形密封圈工作状态的变形和应力进行了有限元分析,加深了对其密封性能的了解,对密封结构的设计分析具有一定的指导意义。

为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题，实现水平起降、跨速域飞行的目标，设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析，得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明，飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好，最大升阻比分别为15.37和4.08，低速时连接翼提供了高升力，高超声速时乘波效果显著;超声速时，阻力系数和升阻比受马赫数影响较大，最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好，在保证高超声速良好气动特性的前提下，提升了低/跨/超声速性能。

由于关系到固体导弹的首翻期,“O”形橡胶静密封结构可靠性一直是固体火箭发动机寿命研究的重要内容。在梳理和分析密封结构全寿命周期剖面中长期贮存、快速点火升压和短时间工作平衡这三个典型阶段载荷及其变化的基础上,以密封接触应力为表征参数,基于应力-强度干涉模型建立了重点考虑前两个阶段的密封结构可靠性评估方法。为快速准确模拟第一阶段密封结构的贮存性能变化过程,采用了步进应力加速贮存试验项目;为获得第二阶段的密封结构可靠性的广义强度和应力,提出了密封面张开速率及回弹过程密封接触应力测试项目,构成了密封结构全寿命周期可靠性试验方法。据此,开展了F108“O”形密封结构的贮存试验和评估,验证了该方法的可用性和准确性。

在固体火箭发动机燃烧室和喷管对接装配过程中,为准确实时预测密封圈应力,以确保发动机的装配质量,提出了一种基于Kriging模型的密封圈对接装配应力预测方法。首先,分析装配工况,利用有限元分析方法计算出多种工况下密封圈的应力-应变;其次,使用生成对抗网络的方法扩大数据样本空间;之后,利用拉丁超立方抽样法选取一定数量的应力-应变数据构建Kriging模型;最后,根据定义的加点准则迭代优化Kriging模型,实现主动学习,由此得到密封圈应力预测的数字孪生模型。装配时,通过六自由度并联平台的力位传感器实时采集的信号数据,作为数字孪生预测模型的输入;通过实时读取模型输出,实现对接过程中的装配质量实时在线预测反馈。