航天复合材料机翼疲劳试验加载技术研究

随着我国航天飞行器的不断发展,新型全复合材料结构、可重复使用航天飞行器成为了新的研究目标,因此,需要针对航天复合材料飞行器开展疲劳寿命试验技术研究。本文主要针对航天复合材料机翼疲劳试验加载技术开展研究,提出了一种可以在结构表面施加多向分布式疲劳载荷的加载系统。首先分析了机翼的疲劳载荷环境,然后根据载荷的多向性和机翼的材料特点,设计了加载垫和压式杠杆系统,并开展了相关分析和试验验证。最后应用此项技术开展了全复合材料机翼疲劳试验,试验结果表明,此加载技术能够准确、高效完成复合材料机翼疲劳试验,为复合材料机翼疲劳寿命评估研究提供帮助。     

兆瓦级风机叶片大载荷、大变形静态试验方案研究

介绍了某型号2MW 风机叶片静态试验技术要求及方案设计思路。该类兆瓦级风机叶片静态试验具有大尺寸、大载荷、大变形的特点;这导致了试验所需占用场地及安装空间很大,试验固支基础强度及刚度要求更高,试验加载及测量随动连续性更好等要求。通过调研相关资料并结合自身条件,研究设计了3套大载荷、大变形静态试验实施方案;比较优选了1套最佳方案并最终圆满完成了这一创新型试验课题。     

大展弦比复合材料机翼气动剪裁设计新方法研究

根据机翼气动载荷和机翼弹性变形之间存在的关系,以机翼的总升力不变和结构强度作为约束条件,提出一种新的气动/结构耦合的刚度设计方法。该方法首先通过数值实验设计研究机翼扭转变形和弯曲变形对机翼气动载荷的影响,并用主成分回归方法构建了机翼变形和气动载荷之间的响应面模型。然后以该模型为基础,构建气动/结构一体化设计模型,此模型仅考虑强度约束和总升力不变的要求,放弃了传统优化设计模型中的挠度和扭转约束。通过2种优化模型的对比,说明应用该方法设计出的机翼结构,重量减轻1.23%,机翼总体扭转变形减小33%,刚度设计更为合理。     

无人机全复合材料机翼的结构有限元分析

为满足UAV机翼的结构强度及隐身要求,机翼采用全复合材料结构,在目前的无人机机翼结构的材料性能、载荷等条件下,对机翼进行了静强度及动力学分析,通过应用有限元分析软件和计算软件对全复合材料机翼进行了建模和静强度分析与动力学分析。     

CZ-5大型结构及低温贮箱静强度试验技术研究

CZ-5新一代运载火箭结构静强度试验的特点是高载荷大尺寸、捆绑载荷、低温贮箱。本文介绍了型号研制过程中静强度试验领域关键技术,主要包括:地基平衡和自平衡相结合的承力系统及高载荷大尺寸结构静力试验方法;大型贮箱低温应变计粘贴工艺研究和低温静力试验测试技术;以及设计一套开放式的超低温(-196°C、)环境下焊接试片拉伸试验及全场数据分析系统,并获得了低温贮箱焊接试片的焊缝区、熔合区、母材区域的低温力学性能。为新一代大运载火箭结构静强度试验提供技术支撑。     

导弹强度试验中的多变量控制问题

在导弹结构静强度和热强度试验中,不可避免地要对结构进行多点加载和多域加热的实时控制。多点加载时通过结构弹性变形产生各加载点的载荷相互影响,多域加热时由于结构温区间的热传导产生各控温点温度的相互影响;多点加载多域加热同时作用时,产生结构上的载荷与温度问的相互影响,这些影响统称为耦合。为了保证实验正常进行,达到各加载点和控温点的控制精度,必须对载荷和温度进行多变量实时控制。本文针对部内某型号导弹强度试验设备研制中的热载多变量控制问题,作了比较详细的分析研讨,提出了载荷解耦控制、载荷广义协调解耦混合控制、载荷协调偏差控制、给定值为加载速度的载荷解耦控制及温度解耦复合控制等控制方案,对其控制原理、适用范围和设计方法作了全面论述,以期此文能对导弹强度试验的多变量控制研究有所促进。     

风洞天平校准的因子法、正交法及单元校

本文证明瑞典航空研究院天平校准用的因子法与我国多元校用的正交法同属正交法。这不仅有助于正确认识这两种方法,而且对多元校实现自动加载会带来方便。从天平静校与风洞实验结果看,用单元校、因子法与正交法对天平校准将具有相同的准确度。本文提出载荷状态变化量并以其为标准来计算三种校准方法的加载量时发现,单元校的载荷状态变化量最少,因而其加载劳动量也最小。但是,单元校时必须重视对静校装置寄生分量的分析,而因子法与正交法则具有对静校装置寄生分量的平均效应。显然,本文的主要论点与国内一般看法不同且有新意,这将有助于对校准方法的研究,同时对静校装置的应用和设计都将会是有益的。     

一种风机叶片静力加载自适应控制方法及实现

静力加载试验是考核风机叶片静强度特性的重要手段。兆瓦级风机叶片的静力加载试验多采用多点同步逐级加载拉力的方法实现。在风机叶片的多点同步逐级加载过程中,本文设计了基于比例积分模型的自适应控制方法,该方法通过实时调整电机的转速和方向实时改变载荷拉力的变化率,不用考虑加载过程中叶片多个加载点之间的力耦合情况,实现每个加载点的载荷拉力同步、匀速稳定变化,同时保证每个加载点的加载过程相互独立,具有一定的通用性。通过对某兆瓦级风机叶片进行静力加载试验,测试结果表明,本文方法正确有效。     

初始静剪应力和颗粒形状对南京砂液化特性的影响（英文）

基于南京砂的片状颗粒特殊性,采用循环空心圆柱扭剪仪,开展了扭剪受力状态下初始静剪应力和颗粒形状对南京砂液化特性的试验研究。结果表明:无论是在双向循环加载和单向循环加载,南京砂土在较大的初始静剪应力条件下都能达到完全液化状态。总体来看,在单向循环加载条件下,南京砂要达到完全液化状态所需的循环加载次数明显增加。随着初始静剪应力的增加,引起南京砂土动力大变形的主要诱因由较小初始剪应力状态下的循环液化为主逐渐转化为较大初始剪应力状态下的循环累积变形为主,上述动力大变形机理转化的临界状态为初始静剪应力接近循环加载幅值的状态。此外,在零初始剪应力状态下,与圆粒砂相比,南京砂的片状颗粒形状有助于提高其抗液化能力,但很小的初始静剪应力将会大大降低南京砂的抗液化能力。在较大的初始静剪应力条件下,片状南京砂具有更大的抵抗累积大变形的能力。     

面向代理模型的机翼变形计算方法

按照机翼结构设计的原则,对内部结构还未确定的机翼提出了一种通用的变形计算方法。机翼的平面形状可看作由多个梯形组成,机翼弯曲变形为三次函数,扭转变形为一次函数。只要给定翼梢挠度与扭转角,即可计算机翼变形情况下的几何模型,使代理模型能够预测变形后机翼的气动载荷分布。文中给出了两个实际机翼的算例。算例结果表明,本文模型预测的变形与实际结构有限元分析给出的变形吻合较好。     

昆虫的扑翼轨迹及高升力机理

通过昆虫飞行运动学测试系统测试了约束状态下蜻蜓、独角仙和鸣鸣蝉等3种昆虫飞行时的各项参数,分析了1个周期的扑翼过程、扑翼轨迹和翅膀变形等。蜻蜓的扑翼频率为22±3 Hz,独角仙的扑翼频率为30±5 Hz,鸣鸣蝉的扑翼频率为39±6 Hz;蜻蜓的翼尖轨迹为"8"字形,独角仙为类"8"字形,鸣鸣蝉为椭圆形;发现在下扑和仰旋阶段,翅膀形状近似为伞状,这种伞状效应能有效提高升力。研究昆虫飞行不同拍翅模式下的升力特性对微型飞行器的机动飞行设计有参考意义。     

飞翼布局低速支撑干扰及局部外形畸变影响数值模拟

飞翼布局具有气动效率高、隐身性能好的优点，是未来军民用飞机的重要发展方向。该类布局模型风洞试验尾撑、腹撑及背撑等支撑形式的干扰量及由此带来的模型局部外形畸变影响较为复杂，目前还没有通用的支撑方案和试验修正方法。采用CFD数值模拟方法，分别对某小展弦比飞翼布局标模低速尾撑支杆干扰和尾部外形畸变影响进行了研究，结果表明:在常用角度范围内，所使用的数值模拟方法是可靠的，可用于风洞试验支撑方案的评估及支撑干扰的修正；对纵向特性，尾撑支杆干扰量和尾部外形畸变影响量相对全量较小；对横航向特性，尾撑支杆干扰量基本可忽略，尾部外形畸变影响量与全量相当。     

Two-Way-Coupling Method for Rapid Aerothermoelastic Analyses of Hypersonic Wings

Several types of coupling methods for resolving aerothermoelastic problems associated with hypersonic wings are summarized,and the appropriate coupling methods for engineering calculations are selected.Then,the calculation and analysis methods for the subdisciplines in this field are introduced,and the time step issue is discussed.A two-way-coupling rapid static aerothermoelastic method for analyzing hypersonic wings is proposed.This method considers thermal effects and is used to conduct an aerothermoelastic response analysis for a hypersonic wing.In addition,the aerodynamic force,heat flux,structural deformation and temperature field are obtained.The following three conclusions are drawn.First,the heating effect has a significant impact on the static aeroelastic response of hypersonic wings;therefore,thermal protection shields are essential.Second,the application of thermal protection shields reduces the differences in the calculation results between the one-and two-way-coupling methods.Third,hypersonic wings exhibit large thermal deformation under high-temperature environments,and in certain cases,the thermal deformation is even larger than the deformation caused by aerodynamic force.     

螺旋桨滑流与平尾深失速效应耦合影响试验研究

本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术，研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验，试验迎角范围0°~50°，试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据，常规迎角试验采用常规单支杆进行试验，大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明，螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加，纵向静稳定性降低，并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外，在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后，滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出，即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。     

杆式天平轴向力元件测量梁夹角优化分析

针对天平轴向力受法向力干扰较大的问题，提出了一种竖直梁轴向力元件的改进结构。通过理论分析和有限元仿真，获得了轴向力/法向力作用下的轴向力元件变形情况；对结构进行受力分析，得到法向力作用下的轴向力测量梁的变形特点及变形原因。提出了一种改进的轴向力元件测量梁结构，测量梁与主梁的连接夹角为不等于90°的优化夹角，该夹角通过仿真结果中的法向力对轴向力的干扰输出与轴向力有效输出之比和该夹角的线性函数关系获得。对改进的天平轴向力元件的有限元仿真结果表明:与传统轴向力元件相比，改进结构的轴向力有效输出仅减小2.77%，但法向力对轴向力的干扰输出减小了99.32%。改进的轴向力元件具有良好的抗法向力干扰的效果，适用于具有大升阻比特性的飞行器风洞模型气动力试验要求。     

一种折叠弹翼悬挂物的分离轨迹试验技术

提出了一种新的折叠弹翼悬挂物机弹分离轨迹试验技术,重点解决了在机弹分离过程中折叠弹翼动态展开时悬挂物的气动力获取问题。研究表明,提出的试验技术通过将悬挂物气动力修正方法引入到悬挂物分离安全性研究当中,准确地得到悬挂物的分离特性,解决了折叠弹翼悬挂物分离轨迹风洞试验技术瓶颈,为折叠弹翼悬挂物的投放分离安全性提供一套工程实用的解决方案。     

80°/65°双三角翼滚转稳定特性预测研究

在 FL-23风洞中开展了80°/65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究,包括静态测力试验,动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测,最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、双周期震荡、准极限环摇滚,通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。     

发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内，较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明，发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上，发动机推力越大，引流效果越明显，且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值；而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下，发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时，必须考虑发动机引流对气动力的影响。     

进气道AIP面测压装置加装方案研究

针对进气道/发动机相容性试飞中AIP上测量装置加装而引起过渡段变形问题，建立了过渡段径向形状变化评价指标并应用于工程计算，对比分析了过渡段上开孔、加装静压座、总压测量耙加装对过渡段径向尺寸的影响。结果表明:过渡段AIP面上加装测压装置使得过渡段径向尺寸偏离设计值及标准圆；焊接静压座会使过渡段径向尺寸发生较为明显变形，而铆接静压座则影响相对较小；总压测量耙采用两端约束的方案不会对过渡段径向尺寸造成较为严重的影响，但会有效地抑制测量耙的振动幅值。该结果已经应用于工程中，优化了测压装置加装方案。     

地效翼风洞试验支架干扰数值分析

对地效翼移动地面风洞试验研究中的支架干扰进行了数值模拟和分析。分别对独立地效翼,带支架的地效翼及独立支架进行了数值模拟,计算采用可实现的κ-ε模型,通过求解定常不可压N-S方程,得出地效翼及支架周围流场分布情况。对几组计算结果比较分析了支架和地效翼的空气动力及由于干扰引起的空气动力,发现支架与地效翼之间的相互干扰随着地效翼迎角的增大而增强,如果忽略流动干扰造成的空气动力变化,地效翼升力误差很小,但阻力误差相对较大。同时对有干扰下和没有干扰下的流场进行了对比,分析了支架对翼尖涡流动及绕机翼流动的干扰。翼尖涡在地效翼翼尖附近的发展在0.5犮范围内基本不受支架的干扰;除支架对流场产生干扰外,移动带区域以外的固定地面附近粘性流动也对绕地效翼流动有一定的影响。本研究分析了风洞试验结果的可靠性,为地效翼风洞试验优化设计和地面效应风洞试验研究提供了参考。