含间隙太阳翼展开过程碰撞动力学研究

为了研究含铰间间隙太阳翼展开过程碰撞动力学特性,采用非线性等效弹簧阻尼模型建立了铰间间隙的接触碰撞模型,并采用Coulomb摩擦模型考虑铰间间隙处的摩擦作用,将其嵌入到ADAMS多体系统动力学分析软件中,对一单翼小卫星太阳翼展开过程进行了动力学仿真,详细地研究了含间隙太阳翼展开过程中间隙引起的碰撞力的变化规律,包括间隙大小、展开速度以及间隙摩擦对太阳翼展开过程碰撞力的影响.研究结果对航天器在轨运行姿态、干扰因素和动力学特性有重要的参考价值.     

带辅助支撑式太阳翼设计与验证

针对特定小卫星对太阳翼高展开刚度的需求，设计了一种带单根辅助支撑臂的太阳翼。支撑臂中部采用带簧铰链实现弯折收拢，两端采用球关节铰链分别与太阳电池板、星体侧壁相连接。在太阳电池板与卫星侧壁连接处，采用自适应锁定式铰链，实现了带辅助支撑式太阳翼根部铰链的可靠锁定功能。开展了太阳翼基板承载能力分析、模态分析和展开动力学分析等。结果表明：太阳翼结构强度裕度满足使用要求，展开状态基频高达8 Hz以上，展开过程顺畅。模拟卫星发射过程及空间使用环境开展了太阳翼力学试验、展开试验、光照试验等，验证了太阳翼与飞行任务的匹配性。在轨飞行验证表明，该带辅助支撑式太阳翼功能、性能良好，满足高展开刚度的特殊任务需求。     

折叠翼机构展开动力学仿真及优化

运用ADAMS软件建立了折叠翼机构的展开动力学模型,分析了折叠翼展开过程的动力学性能,探讨了机构各参数对展开时间和冲击过载的影响。结构参数化后进行了设计研究,并以冲击过载最小为优化条件进行了结构的优化设计。最后,对折叠翼的二次减震进行了初步探讨。     

飞机附件的振动问题

本文系就生产试验中所提出的有关飞机附件的振动问题,根据振动的基本理论、结合飞机附件的特点,进行初步分析与计算。 文中探讨了以下四个方面的问题:(一)振动对飞机附件的影响;(二)飞机附件在振动过程中所受的惯性力,(三)振动试验起动或停止时的冲击问题;(四)对焊接而要求密封的附件结构的试验问题。 在第一个问题中,简单地述述了飞机附件产生振动的原因,和附件的形状与各个另件的刚度对振动效果的影响。第二个问题中介招了附件在振动中受力的计算方法和基本公式。第三个问题中引用冲击理论对振动试验起动时的冲量进行了分析和计算。并对附件在振动过程中的冲击提出一个粗略的计算方法、以供进一步探讨。在第四个问题中、对于焊接而要求密封的附件需要试验的内客和要求,提出了几点意见作为生产单位设计部门制订产品试验规范时的参考。     

直升机应急气囊充气及冲击着水过程数值分析

针对应急气囊充气展开过程以及直升机应急气囊冲击着水过程进行了数值模拟,得到了不同充气速率下气囊展开过程中内部压力分布情况,并根据气囊内压力变化规律,将气囊充气展开过程分为线性膨胀、深度膨胀和过度膨胀3个阶段,其中最大安全压力可为智能化充气控制提供阀值选择依据。同时,冲击着水受力状态和速度特性数值模拟结果与实验一致,可以用于应急气囊的工程设计。     

空间站大面积太阳翼热分析

本文在一定的假设条件下，对空间站大面积太阳翼进行了系统的热流和温度场计算。在计算中利用矢量分析和坐标变换的方法求解出了太阳直接辐射1地球红外辐射和地球反照的辐射角系数，再根据传热学理论建立了瞬态热平衡方程，应用有限单元法对热平衡方程进行了求解。本文通过计算给出了各项热流的大小及在总热流中所占的比例和太阳民办的瞬态温度场分布，对空间站大面积太阳翼设计及热控制具有一定的参考价值。     

水下低频环境的模拟

本文分析了导弹水下发射过程中测量得到的低频振动信号大的原因,并分析了这种信号的性质,认为这是一种频率较低的冲击,并利用随机振动来模拟这种冲击作用,并取得了较好的效果。     

一种自锁阀在振动与冲击环境下的特性研究

通过建立数学模型和数值仿真,研究了一种航天器用气体自锁阀在飞行过程中的振动和冲击力学环境下的工作特性,讨论了不同力学条件对自锁阀工作过程的影响,并进行了试验验证。研究表明:自锁阀受导阀控制气压力、随机振动量级和冲击方向的影响较大。采取增大导阀复位弹簧力、降低导阀排气通道流阻等措施有利于提高自锁阀在随机振动和冲击力学环境下的工作可靠性。试验结果证明了该研究方法的有效性。     

未来的冲击和振动技术

第50届冲击、振动技术讨论会即将召开。此时,大家回顾过去2(?)年冲击、振动技术的进展,无不为之惊叹。人们会在这个重大盛会之际提出两个问题:促迸冲击、振动技术进展的基本要素是什么?影响未来发展的因素是哪些?回答这两个问题很简单一电子学。实验工作者之所以能分析复杂的振动讯号以及诊断机器与结构的故障,就是由于人们发展了一些实用的电测仪器。要是没有波形分析器和实时分析仪,要作振动记录信号的分析     

粉体阻尼的多颗粒冲击模型及其仿真研究

针对NOPD中微小颗粒之间的相互碰撞,以两端自由的等截面梁为研究对象,采用赫兹接触理论建立了多颗粒垂直冲击减振理论模型.进一步对颗粒的运动过程进行了数值仿真,得到了梁受到多颗粒冲击时的振动响应,籍此研究多颗粒的冲击减振效果.仿真结果表明,多颗粒垂直冲击时对其活动间隙值不敏感,在较大的范围内仍然有较好的减振效果,而且不会出现单冲体间隙选择不当增大系统振幅的现象.对梁中高频段(2500～6000Hz)模态的减振效果明显高于低频段(2500Hz以下)的模态,这说明多颗粒垂直冲击对系统中高频段的振动有更好的抑制作用.     

周期结构和太阳电池翼的模态分析

基于周期结构的振动理论,把折叠状态太阳电池翼当作拟周期结构处理,解释了太阳电池翼在进行模态分析时所出现的“主模态局部化”现象,了解该现象对于在实验模态分析中确定阻尼系数具有重要意义。同时从理论上说明了,简单的基板模型的第1阶特征值是整翼模型的第1阶特征值的近似值。两个算例计算的结果支持了这个观点。     

某型民机低速巡航构型平尾抖振特性风洞试验研究

提出一种分析平尾抖振的风洞试验方法,通过在某型常规布局民用客机刚性全模的主翼和平尾表面安装超小型脉动压力传感器,测量并分析了主翼及平尾表面脉动压力的时域与频域数据,得到了在主翼尾流及自身流动特性影响下平尾不同截面的脉动压力特性和表面压力分布特性。结果表明:在中小迎角下,主翼出现强分离流动时产生的随机脉动压力激励会引起平尾结构强迫振动,且平尾表面的脉动压力主频与主翼尾流的脉动压力主频相近。在大迎角下,平尾不再受主翼尾流的干扰,其脉动压力特性与自身的分离特性相关,且沿平尾展向向外脉动压力功率谱密度值逐渐降低。     

大型太阳帆板展开状态动态特性研究

利用有限元技术及自编的 FORTRAN程序计算了单翼太阳帆板约束模态的振型和频率 ,计算结果和实验结果比较表明 ,计算精度在工程上是可以接受的。在此基础上 ,以飞船带有双翼对称太阳帆板为模型 ,计算了太阳帆板在转动和不转动情况下非约束模态的振型和频率。上述计算结果为研究带有挠性太阳帆板的航天器的动力学与控制问题打下了基础     

空天飞机气动热的工程预测方法

首先简要地分析了空天飞机在上升段和再入段遇到的严峻的热环境,并指出:为了进行空天飞机的概念研究和初步设计,必须发展气动热的工程预测方法。接着介绍了国外可用于预测空天飞机气动热的工程方法,其中包括预测迎风面中心线、背风面中心线和横向分布的气动加热的方法,重点介绍了 NASA Langley 研究中心的轴对称比拟三维边界层(AA 3DB L)程序和它的结果。同时,还讨论了空天飞机气动热预测的一个特殊问题即激波干扰加热,着重介绍了机身头部的弓形激波和进气道外罩唇部激波的相互干扰以及机身头部的弓形激波和机翼前缘激波间的相互干扰,对后面这种情况,还介绍了工程预测方法。     

某空间站太阳电池阵中央桁架热-结构耦合动力学分析

本文研究了大型空间结构的热振动问题。提出了全区间耦合单步内非耦合的有限元计算方法。既满足了计算精度，又提高了计算效率。通过对某型空间站太阳电池阵中央桁架热振动的数值仿真，得到了若干对工程实际有一定参考价值的结论。     

Optimization of Nonlinear Energy Sink for Vibration Suppression of Systems Under Dual-Frequency Excitation

Aiming to decrease the vibration of wing induced by dual-rotor civil turbofan engines,the dynamic models of a single-degree of freedom (DOF) linear main oscillator coupled with single-DOF and two-DOF nonlinear energy sink (NES) are established.According to the related energy criteria for the optimization of the dynamic vibration absorber,focusing on the effects of external excitation on the kinetic energy of the primary mass and total system energy,the vibration suppression effects of single-DOF,two-DOF serial and parallel NES on the main oscillator system are studied.Under the condition that the characteristic parameters of the main oscillator system and additional total mass of the vibration absorber remain unchanged,results show that the two-DOF parallel NES has the best vibration energy suppression effects,which can provide data reference for the optimal design of NES vibration suppression under dual-frequency excitation.     

小展弦比飞翼布局高速标模测力天平研制

小展弦比飞翼布局的纵横向气动特性差异大,对天平测量与校准提出了较大挑战。专用天平针对其气动载荷特点和气动力试验需求,通过对常规片梁和柱梁组合的组合测量元件进行改进,提高了横向载荷的测量灵敏度,使得组合元件满足天平除轴向力外的5个分量的灵敏度测量需要。天平选用横Π型梁作为轴向力的测量梁,降低了其他分量对轴向力的干扰。在天平校准时通过施加纵向冲击振动的工程方法完成天平加载头的安全拆卸并应用于模型的拆卸。研制的天平已完成了相关风洞测力试验。     

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。     

Flutter Analysis of Aircraft Wing Using Equivalent-Plate Models with Orthogonal Polynomials

A method of equivalent simplification,using equivalent-plate models(EPMs),is developed.It is to achieve goals of rapid modeling and effective analysis in structural dynamics and flutter analysis of complex wing structures.It is on the assumption that the wing structures discussed are composed of skin,beams and ribs,and the different plate units(such as skin,beam web,rib web)are not distinguished in modeling,which is to avoid the complex pre-processing and make it more generalized.Taking the effect of transverse shear deformation into consideration,the equivalence is based on the first-order shear deformation theory,and it can import the model files of MSC/NASTRAN and process the information to accomplish the equivalent modeling.The Ritz method is applied with the Legendre polynomials,which is used to define the geometry,structure and displacements of the wing.Particularly,the selection of Legendre polynomials as trial functions brings good accuracy to the modeling and can avoid the ill-conditions.This is in contrast to the EPM method based on the classical plate theory.Through vibration and flutter analysis,the results obtained by using EPM agree well with those obtained by the finite element method,which indicates the accuracy and effectiveness in vibration and flutter analysis of the EPM method.