航天高超声速颤振试验填补国内技术空白

近日，由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验，填补了国内相关技术的空白，结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。此次试验对于我国新型高超声速飞行器设计研究、特种试验技术发展具有重要意义。     

地空导弹结构动力学发展概况

以国内外近年来的结构动力学研究及型号设计工作为基础,对地空导弹结构动力学研究的动向作了综述,详细讨论导弹设计中的主要结构动力学问题,阐述结构设计中的模态分析与参数识别及动力响应与载荷识别.颤振是地空导弹设计中非常重要的结构动力学问题,应首先考虑升力面颤振,特别是全动舵颤振分析,常用的计算方法是模态叠加法.风洞模型试验是主要的颤振试验方法.最后叙述全弹组合体颤振计算及控制系统与颤振的相互影响.     

温度分布对复合材料壁板颤振特性的影响

为了分析不同温度分布对复合材料壁板的颤振临界速压和非线性极限环颤振幅值的影 响,将壁板面内的温度分布简化为线性分布情况和非线性二次曲面分布,建立了受 热复合材料壁板颤振的有限元模型,并分别在频域和时域内对受热复合材料壁板的临界颤振 速压和极限环颤振响应进行了求解。结果表明,温度分布的梯度效应使得壁板颤振临界速压 降低并使极限环颤振幅值增大;而非线性温度分布的曲率效应使得颤振临界速压升高。采用 面内 温度均匀分布的模型求解壁板的颤振边界,既有可能得到偏“保守”的解,也有可能得到偏 “危险”的解,而且当壁板温度分布的非线性效应较强时,不仅要考虑壁板温度分布的梯度 效应,还要考虑温度分布的曲率效应对壁板颤振特性的影响。
     

铺层方式对复合材料壁板热颤振特性的影响

采用分步求解的方法进行复合材料壁板的热颤振分析。先分析热效应产生的壁板附加刚度,再将壁板的热刚度效应引入到壁板颤振模型中进行壁板颤振分析。通过一块四边固支壁板的热颤振分析算例,验证了这种壁板热颤振分析方法的正确性。进而针对高速飞行器结构中的复合材料壁板热颤振问题,分析了三种不同铺层方式的复合材料壁板在受到面内均匀热载荷时颤振临界速度随温升的变化规律。结果显示：(1) 层合复合材料壁板的铺层比例和铺层顺序对壁板的热颤振临界速度都有明显的影响;(2) 温升可导致壁板颤振临界速度明显降低,且铺设方式不同,下降程度不同;(3) 在颤振危险模态不发生变化时,壁板颤振临界速度随温升而下降的趋势近似呈线性关系。     

简讯

MBB运输机和客机集团的风洞实验室第一次对“赫尔墨斯”模型进行了风洞流体试验.MBB公司在“赫尔墨斯”的预研计划中承担对大小不同的模型进行多次试验的任务.这一系列的试验是为了获得航天飞机在大气层中飞行所需的最佳外型结构.这些试验将在欧洲航空航天工业风洞实验室以及各研究所的风洞实验室里进行.     

模拟平流层环境的加载试验风洞测试与控制系统设计

根据模拟平流层环境加载试验风洞的设计要求,对其测试与控制系统进行了设计。通过搭建风洞控制子系统、数据采集子系统和安全与报警子系统,实现了对试验风洞中的设备开关、压力、温度和风速等的精确控制,同时具有系统运行各项参数的实时采集和记录、故障处理以及自动报警等功能。测试结果表明,系统的各项参数控制精度高,压力偏差小于0.2 kPa、温度波动小于1.5 ℃,模拟平流层环境加载试验风洞运行稳定、安全可靠。     

基于遗传算法的复合材料壁板热颤振优化设计

将遗传算法与有限元分析方法结合起来,探索了以壁板颤振临界速度最大为目标,以壁板不发生热屈曲为约束条件,层合复合材料壁板铺设方式为设计变量的热颤振优化设计方法。在该方法中,通过有限元分析获取壁板的颤振速度作为适应度,同时引入一个可自动更新的数据库用于存储已求得的适应度,使得在优化过程中可以直接从数据库中读取对应的个体适应度,大大节约了优化搜索的时间。通过对矩形和正方形壁板的热颤振优化设计算例表明,该方法能在保持壁板铺层数固定的情况下有效提高壁板颤振临界速度,可应用于高速飞行器壁板热颤振的工程优化设计。     

线加速度计在轨检测卫星影像颤振的可行性分析

线加速度计作为当前高分辨率光学卫星搭载的新型传感器,由于无法与相机焦平面固连,能否直接实现卫星影像颤振在轨检测是后续应用关键。针对上述不确定性问题,文章提出了基于视差成像的在轨分析与验证方法,即分别采用线加速度计颤振检测模型与视差成像颤振检测模型得到平台与焦平面颤振信息,进一步在轨道坐标系下进行频谱分析,验证线加速度计在轨检测卫星影像颤振的可行性。试验结果表明,两种检测模型得到的颤振主频频率与幅值基本一致,受多种因素影响,部分频段检测结果略有差异,线加速度计可直接用于颤振影像在轨检测与补偿。     

飞船返回舱压力应急返回再入过程舱内大气参数分析

在引入五个假设条件的基础上，通过分析压力应急返回再入过程座舱复压的物理模型，建立了压力应急返回再入过程中座舱大气环境参数变化的亚临界流复压和超临界流复压数学模型。并利用某航天器的标准返回弹道参数，对该模型进行了验算。地面模拟试验数据与利用该模型进行的理论计算数据误差小于3％，满足工程精度要求。     

论相似准则,风洞尺寸与数据精,准度与关系

本文从相似理论到风洞实验，用大量的论据和事实、说明了风洞实验数据的精度，并不取决于风洞尺寸的大小，而只取决于实验条件及模型尺寸满足Ｎ－Ｓ方程的解的近似程度。文中讨论了怎样大小尺寸的风洞，既满足了空气动力学的研究发展和型号试验，又适合我国国情的经济性要求这个人们普遍关心的问题。最后介绍了ＮＡＳＡ给出的一组能较好满足上述两方面要求，且具有某种唯一性条件的不同Ｍａｃｈ数范围下的风洞最好尺寸，供有关部门和人员参考     

高超声速气动加热关联方法的适应性分析

针对高超声速飞行器热环境预测上有着重要应用的关联方法缺乏构造机制和适应性分析的问题，从驻点热流的Kemp-Riddell公式出发，推导了驻点斯坦顿数和雷诺数之间的经典关联关系，从理论上分析了上述关系的适应性。结果显示斯坦顿数和雷诺数关联关系受马赫数的制约，飞行条件和试验条件马赫数变化范围较大的情况下，更适合采用雷诺数和马赫数的组合变量开展关联分析。当试验来流静焓较低的情况下，过低静焓对热环境的关联特性有不利影响，需要提高试验来流马赫数，远离临界马赫数确保地面数据同飞行条件之间的关联性。在国内4座风洞上开展的风洞试验和DSMC/CFD的数值仿真分析工作，校验了上述结论在连续流区域的正确性。     

火箭跨音速动导数和抖振实验

在风洞中进行了火箭的抖振实验,根据火箭固有振动的特点,利用动导数测量的方法,给出了气动阻尼,并通过调整模型的支持刚度,运用自由振动法,测出了实验模型的负气动阻尼,纹影录相揭示了抖振及其与激波位置的关系,为确定火箭的抖振载荷提供了数据。     

风洞自由飞实验结果的精度、准度

风洞自由飞实验是一项特殊的地面风洞实验,用风洞自由飞实验研究了飞行 马赫数M0.6～6.0飞行海拔高度最高达45公里范围内多个飞行器的动态气动特性。因而首 先需回答风洞自由飞实验结果的精确度、可靠性。坚持用天（飞行）——地（地面风洞 自由飞实验）一致作为评定实验结果准度、可信度最重要最终的考核 标准 。〖JP〗     

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。     

防空导弹的颤振分析与试验

针对新一代防空导弹发展的需求，综述国内外导弹颤振分析与试验技术发展现状和趋势，提出今后发展的方向和技术途径。     

风洞模型支撑机构有限元模型修正与确认

风洞模型支撑机构有限元建模对预测风洞试验中的结构动力学响应至关重要。然而采用模态试验修正有限元模型需要多轮迭代优化,随着修正参数的增多,数值优化耗时将呈指数化增长。为解决上述问题,联合ABAQUS、MATLAB搭建iSIGHT结构有限元模型修正平台,基于此平台开展某模型支撑机构有限元动力学模型修正,根据试验设计变量对响应的贡献量,筛选灵敏度较高的修正变量;构建前4阶频率差和振型相关性为多目标函数,使用近似建模得到修正变量和目标函数的响应面模型,采用多目标优化方法NSGA-II开展模型修正;修正后的模型前4阶频率差均在10%以内,振型相关性均大于0.8。对修正模型开展动力学响应确认,使用结构模态动力学响应与锤击试验响应作对比,结果显示,修正模型满足工程需求,可用作下一步复杂载荷作用下的结构动力学响应预测。     

大攻角翼面超声速热颤振分析

分析了大攻角超声速翼面气动加热条件下的热颤振。根据模态叠加法建立颤振运动方程,用当地流活塞及小扰动线性化理论分别计算超声速区和亚声速区的非定常气动力,状态空间法与Runge-Kutta法结合仿真求解结构动响应。给出的两个工程实例计算结果表明,该方法计算精度可满足工程要求。另外还讨论了气动加热效应对颤振的影响。     

如何使用CFD来确定风洞实验模型的缩尺比例——风洞试验模型设计准则从感性到理性的飞跃

对上百年传统的风洞试验模型缩尺比例的确定方法,提出了疑问,并且从N-S方程出发,指出了这种“传统”方法不符合相似理论,具有很大的随意性和盲目性。因而按“传统”方法给出的模型尺寸所提供的风洞实验气动力数据是不准确的,不能满足当今世界现代战争精确打击的战术技术要求。因此,必须按文中提出的,满足N-S方程解的相似性要求去确定模型的尺寸,才是今后风洞实验模型设计的方向。从这一点出发,文中还提出了一些新的概念,并且扩展到如何应用CFD来作为风洞实验相似理论辅助研究的设想。     

一种在时域内计算三维翼颤振的方法

使用模态法构造结构模型,研究了在时域内耦合结构模型和气动模型预测三维翼颤振的方法;求解N-S方程计算非定常气动力.Newmark算法简化颤振方程.采用无限平面插值方法耦合结构网格和气动网格;使用弹性系数算法和局部网格重构法重构非结构气动网格,以确保结构方程和气动方程进行耦合求解.AGARD 445.6翼算例检验了计算方法的可行性.