扭曲尾翼弹箭的马格努斯数值研究

为提升掠飞攻顶弹箭较高转速下的飞行稳定性,运用数值计算方法研究了弹体-扭曲尾翼组合体在飞行过程中的马格努斯效应气动机理,并应用标准尾翼弹(BFM)模型的实验数据对数值方法进行了验证。分别研究了带有平板尾翼和扭曲尾翼弹体模型的马格努斯力和力矩随攻角的变化规律,并针对弹体弹翼组合体产生马格努斯效应的机理深入分析。结果表明,扭曲尾翼可有效改善翼面的压力分布,并降低弹体对翼面马格努斯效应的干扰,在大攻角时其表现更胜一筹;弹体所受马格努斯力较大,主要集中在受到涡对称畸变的尾锥部;尾翼主要由于弹体干扰以及几何外形的影响马格努斯力集中在尾部,两者产生的马格努斯力矩数值相差不大,但方向相反。     

一种临近空间高超声速飞行器翼舵干扰研究

在临近空间区域内飞行的高超声速飞行器对舵面操纵特性提出了严苛的要求,在高空高速条件下主翼对舵效有严重影响。通过风洞试验对带全动舵升力体的高超声速升阻特性进行了研究,发现由于主翼的遮挡效应,负舵偏比同舵偏值的正舵偏对升力体升阻特性影响更明显。数值模拟结果显示在舵偏角从-20°～20°变化过程中,由于主翼与舵面之间气流干扰造成舵面上下压差变化复杂,-12°～2°舵偏产生抬头铰链力矩,其余正负舵偏均产生低头铰链力矩,主翼后缘上表面的分离线随攻角增加逐渐前移,迎风面高压气流通过翼舵之间缝隙向上发展,使得舵上表面再附线后移,翼舵之间均有明显的横向流动。     

腹支撑对飞行器高超声速试验结果影响的数值计算

用数值求解N-S方程模拟翼身组合体腹支撑干扰流场,研究了高超声速条件下腹支撑对飞行器流场、物面压力和整弹气动特性的影响。研究表明,腹支撑支杆对翼身组合体外形气动特性的影响,比我们通常概念中的影响要小得多,原因在于腹支杆不但在支杆附近产生激波,而且支杆的尾迹对后体及后体弹翼附近流场和表面压力带来很大的影响。腹支杆在支杆附近产生的激波对弹体的轴向力和法向力也产生正的影响,而支杆的尾迹对轴向力和法向力产生负的影响,它们之间的相对大小与来流攻角和Mach数有关,因此在一定的攻角条件下,反而引起轴向力和法向力下降。在本文计算外形和来流条件下,腹支杆的存在使α>1.5°以后的轴向力和α>4°以后的法向力反而下降,α<1.5°的轴向力和α<4°的法向力增大。α>1.5°以后由于支杆引起后体弹翼和弹身上载荷的下降,因此压力中心前移。Mach数越高,支杆的影响稍大。     

身-翼-舵组合体高超声速变攻角颤振计算

推广和发展了原来只能用于二维升力面的当地流活塞理论,形成可解决包括弹身、弹翼、舵面、身-翼组合体、身-翼-舵组合体大攻角颤振计算的新方法。其中气动力计算采用CFD数值仿真与工程算法相结合的方法,求解结构运动方程时则利用状态空间法进行时域仿真。对某身-翼-舵组合体型号的计算表明该型号颤振动压随马赫数和攻角都呈现先增加后下降的变化趋势;在大马赫数和大攻角作用时,颤振动压有明显的下降;在较小攻角状态下颤振动压不降反升,与传统文献报导单独分枝颤振动压随攻角增大而单调下降不同,表明复杂外形组合体的气动弹性稳定性受到多种因素的共同作用,颤振特性更加复杂。计算结果表明弹体稳定性与飞行姿态相关,同时也证明了本文方法在高超声速复杂外形飞行器提气动弹性分析中的有效性。     

超声速飞行器气动伺服弹性稳定性分析

基于分枝模态法,用修正活塞与细长体理论计算超声速飞行器升力面和机身的非定常气动力,考虑了翼身干扰和翼面对舵面的下洗与阻滞作用,通过控制系统输入参数与结构模态参数的关系,输出舵偏产生的非定常气动力的激励关系,建立由模态坐标运动微分方程和控制系统传递函数联合表示的飞行器气动伺服弹性模型,在时域内求解.某飞行器颤振和气动伺服弹性的计算证明该法可行、有效.另外,讨论了结构滤波器参数、敏感元件位置和及弹身固有频率对气动伺服弹性稳定性的影响.     

箭载电子仪器高阻尼双层隔振技术的理论探讨及其应用

粘弹阻尼（高阻尼）双层隔振的理论基础及其在箭载仪器上的应用在文中作了介绍。通过等加速度正弦扫描振动、强度鉴定正弦扫描振动、综合环境随机振动考核证明了隔振效果显著。     

基于快速响应PSP技术的跨声速脉动压力实验研究

利用快速响应压敏涂料(PSP)技术对弹箭类飞行器跨声速段的脉动压力特性开展风洞实验研究,获得了Ma=0.8～1.2范围内弹箭类飞行器全表面1.2s实验时间段内的脉动压力特性,较全面地研究了马赫数、攻角(舵偏角)对脉动压力分布特性的影响。实验结果表明,快速响应PSP技术的脉动压力测量结果与高精度脉动压力传感器结果较为吻合,均方根脉动压力系数的测量误差小于15%,精度要求满足工程设计使用,且快速响应PSP测量方式能够获得弹箭类飞行器全表面的脉动压力分布,有利于捕获压力峰值和辨识跨声速非定常流场结构,更好地指导脉动压力载荷设计,在弹箭类飞行器设计中有较高的工程应用价值。     

双翼末敏弹尾翼弹性对气动特性影响分析

受安装条件限制,无伞末敏弹尾翼通常很薄,在末敏弹下落过程中,厚度不超过1mm的末敏弹尾翼将在气动力作用下发生一定程度的变形,变形后的尾翼又将对末敏弹气动特性产生影响。文章采用双向流固耦合方法对S-S型双翼末敏弹弹性尾翼进行研究,分析末敏弹气动参数随攻角和速度的变化趋势;采用计算流体力学方法对末敏弹刚性尾翼进行研究。将弹性尾翼与刚性尾翼的末敏弹气动参数进行对比。结果显示,刚性翼、弹性翼末敏弹的阻力系数均随攻角的增大呈准线性递减趋势;刚性翼、弹性翼末敏弹的升力系数均随攻角的增大呈递增趋势。自由飞行试验结果显示,末敏弹的气动参数与弹性翼末敏弹的仿真结果更为贴切。     

新型号与某型号半弹试车燃气舵装置试验结果比较分析

对新型号与某型号半弹试车（前者为准半弹试车）的有关燃气舵装置试验中出现的问题进行了比较分析，半弹试车是最后一次地面燃气舵试验，它为飞行试验打下基础。从某型号试飞成功的经验来看，只要地面试验获得成功，一般来讲飞行试验也能成功。所以半弹试车中燃气舵试验的好坏至关重要。     

双通道控制旋转导弹舵面控制律研究

为解决导弹总体设计中亚跨速稳定性和超声速机动性不能兼顾的问题,对双通道控制旋转导弹舵面控制律进行了研究。分析了正弦、Bang-Bang、梯形和饱和正弦等控制律的原理与特点,给出了各自的等效舵偏角及其相应等效控制力的数学模型。采用基于两对舵面配合控制方式,给出了上述4种控制律的统一表示形式。讨论了两对舵配合控制方式的影响及工程可实现性,发现两对舵面相位差固定时,其等效控制力的方向由舵面1的相位决定,大小由其最大舵面偏角和特征函数决定,在工程中易实现;两对舵面相位差可变时,等效控制力的大小和方向需由控制舵1的相位和两对舵的相位差共同决定,考虑的变量更多,设计难度大,舵机系统复杂,难以实现小型化设计。仿真结果表明:采用基于两对舵面配合控制的旋转弹双通道控制方式,通过改变导弹舵面控制律,能有效提高导弹的操纵效率,在保证弹体静稳定性的同时增强导弹的机动能力,有效解决了传统旋转导弹总体设计中两者难以兼顾的难题。     

多脉冲固体火箭发动机陶瓷舱盖结构分析

针对多脉冲火箭发动机用陶瓷舱盖材料拉压模量不同的特性,利用ANSYS软件建立了平面轴对称有限元模型,分析了隔舱接触面上的压力与摩擦力对舱盖危险点应力的影响。结果表明,无论舱盖凸面受压还是凹面受压,轴心凸面处始终是结构的危险位置;增大结构预紧力并减小接触面的摩擦力可改善舱盖的应力分布。     

屈服假塑性凝胶模拟液直圆管流变和流动特性分析

通过理论分析和试验研究,进行了某型凝胶模拟液在直圆管内的流变和流动特性研究。研究结果表明：该凝胶模拟液具有明显的屈服应力;由于屈服应力的作用,直圆管中心明显地分为剪切流动区和柱塞流动区,柱塞流动区半径与屈服应力成正比,与压力梯度成反比;当流量恒定时,沿程压降随屈服应力的增大而增大;当压力梯度保持不变时,流量随屈服应力的增大而减小。     

环境压强对NEPE推进剂单向拉伸力学行为的影响

采用单向拉伸实验,研究了不同温度、不同拉速、不同环境压强对NEPE推进剂力学行为的影响。结果表明,环境压强对NEPE推进剂力学行为的影响存在一个阈值,超过该阈值后,环境压强对最大强度的影响不大,对最大伸长率无明显影响规律。同时,采用双剪强度理论,建立了NEPE推进剂最大剪应力强度与环境压强的关系。结果表明,两者呈现较好的线性关系,根据关系式得出,在低温下推进剂最大剪应力强度对环境压强更敏感,并对该关系式的其他应用进行了简要分析。采用SEM法观测结果表明,环境压强主要在抑制颗粒脱湿、降低空穴方面有较强作用。     

Surface effects on the free vibration behavior of postbuckled circular higher-order shear deformable nanoplates including geometrical nonlinearity

This investigation deals with the free vibration characteristics of circular higher-order shear deformable nanoplates around the postbuckling configuration incorporating surface effects. Using the Gurtin–Murdoch elasticity theory, a size-dependent higher-order shear deformable plate model is developed which takes account all surface effects including surface elasticity, surface stress and surface density. Geometrical nonlinearity is considered based on the von Karman type nonlinear strain–displacement relationships. Also, in order to satisfy the balance conditions between bulk and surfaces of nanoplate, it is assumed that the normal stress is distributed cubically through the thickness of nanoplate. Hamilton?s principle is utilized to derive non-classical governing differential equations of motion and related boundary conditions. Afterwards, an efficient numerical methodology based on a generalized differential quadrature (GDQ) method is employed to solve numerically the problem so as to discretize the governing partial differential equations along various edge supports using Chebyshev–Gauss–Lobatto grid points and pseudo arc-length continuation technique. A comparison between the results of present non-classical model and those of the classical plate theory is conducted. It is demonstrated that in contrast to the prebuckling domain, for a specified value of axial load in the postbuckling domain, increasing the plate thickness leads to higher frequencies.     

不同截面炭纤维表面特性及其对复合材料界面粘接性能的影响

使用SEM、AFM、比表面积与孔体积测试分析仪(BET)和XPS对国产腰形截面炭纤维、圆形截面高强炭纤维和国外圆形截面T300炭纤维表面特性进行物理与化学表征与分析,并对炭纤维/环氧复合材料界面粘接性能进行了研究。表面形貌分析表明,腰形截面炭纤维比表面积大于圆形截面炭纤维,但其表面沟槽较圆形截面炭纤维浅。XPS分析表明,腰形截面炭纤维的表面活性略高于国产圆形截面炭纤维,但明显低于T300;界面剪切强度与层间剪切强度测试结果表明,腰形截面炭纤维/环氧复合材料的界面剪切强度和层间剪切强度均接近于T300/环氧复合材料,高于国产圆形截面炭纤维/环氧复合材料。     

火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数，开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究，研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置，进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验，获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4～0.8、迎角范围0°～25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数，并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明：火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小；常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大，在马赫数为0.4和0.6时，低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小；在马赫数范围0.4～0.8时，常规透气伞静稳定，低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小，在马赫数为0.4和0.6时，低透气伞在零迎角时静不稳定，出现了非零配平 迎角。     

柔性接头弹性件超弹性本构参数拟合和低压摆动非线性有限元分析

依据非线性力学理论,通过单轴拉伸试验获得了柔性接头弹性件超弹性Mooney-Rivlin模型常数,作为有限元计算的输入,同时对柔性接头冷摆时的载荷进行了分析处理,有限元模拟了柔性接头的冷态摆动,重点分析了柔性接头弹性件和粘接面的柯西剪应力和轴向应力。结果表明,0.15 MPa容压下摆动,粘接面的轴向柯西应力大于剪应力,是柔性接头粘接面破坏的主要原因,计算与实际情况吻合性较好。     

星箭锁紧装置黏滞摩擦系数的影响因素研究

星箭锁紧装置是卫星与火箭连接的关键机构。装置中的V形卡块在预紧力施加过程中,易发生偏斜,使得星箭分离配合面接触不均匀,产生应力集中,导致星箭分离面黏着磨损。研究了星箭锁紧装置中的V形卡块和上下端框的铝合金摩擦副在不同影响因素下摩擦系数的变化,探究了温度、正压力以及铝合金表面粗糙度对界面黏着和黏滞摩擦系数的影响。研究结果表明,硫酸阳极化处理的2A14T6-2A14T6比较适合作为摩擦副材料,在加工和锁紧过程中,应合理控制其粗糙度、温度和正压力,以避免黏着磨损。     

立式捏合机桨叶结构参数对混合釜流场影响的仿真分析

为揭示立式捏合机桨叶几何结构参数与混合釜流场之间的关系,以1 L两桨立式捏合机为研究对象,采用计算流体力学ANSYS Fluent 14.5软件对立式捏合机进行了三维模型仿真研究,分析了桨叶结构参数(桨桨间隙、桨叶螺旋角)的改变对混合物料挤压应力和剪切应力的影响。结果表明,增大桨桨间隙可减小桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨螺旋角分别为40°、45°、50°,桨桨间隙由1.0 mm增加到3.0 mm,挤压应力、剪切应力分别平均减小了82.4%、57.23%;增大桨叶螺旋角可增大桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨间隙分别为1.0、2.0 mm,桨叶螺旋角由35°增加到55°,挤压应力、剪切应力分别平均增加了92.8%、55.7%。