小波变换在水下航行体出水动响应识别中的应用

在出水过程中,由于空泡溃灭作用,水下航行体结构存在较大的横向弯曲动态响应,内部结构间存在相对运动,当响应较大时有可能发生干涉。本文应用小波变换方法,根据加速度测量数据对水下航行体出水过程中的动态响应进行了辨识,并与试验结果进行了对比分析。小波分析具有良好的时一频定位特性以及对信号的自适应能力,能对信号的高频、短时成分准确地在时域和频域中进行分析。这为水下航行体加速度信号处理提供了有效的分析手段。     

模拟发射支撑盘地面静载试验与仿真验证

通过研究静态载荷作用下发射支撑盘的模拟钢板模型大小与地面土体沉降量之间的关系以及载荷持续时间对沉降量的影响,给出了模拟钢板的试验理论依据并据此进行了仿真加载过程的平板载荷试验,为发射支撑盘作用下地面承载力的研究评判提供了依据。选择基于改进Hvorslev面超固结土模型作为地面土、体本构模型,验证了试验结果的准确。     

水下航行体动响应影响因素敏感性分析

水下航行体在出水过程中,由于表面空泡发生溃灭,会引起结构的瞬态响应。结构动响应的大小与航行体所受流体外力直接相关,而空泡形态、航行体姿态、发射条件等都会影响航行体周围流场,使航行体所受流体动力十分复杂。本文从统计的角度出发,采用方差分析的办法,对航行体出水过程动响应影响因素进行了敏感性分析,并通过不同工况下模型试验数据,对出水速度、波浪、空泡溃灭速度、攻角等因素进行了统计分析。     

尾翼对超空泡航行器形态及力学特性影响实验研究

超空泡水下航行器弹道控制技术是改进与优化超空泡航行器水下弹道的一种重要方式,其中对航行器尾翼的操纵是该技术的重要环节.在高速水洞实验室中进行了缩比模型通气超空泡的生成和尾翼力学特性实验研究,重点针对尾翼安装与否、不同后掠角和不同尾翼安装位置对模型超空泡形态和力学特性的影响进行了深入的分析.通过对比不同工况空泡的外形、阻力、侧向力和法向力矩,获得了尾翼后掠角以及安装位置对细长体超空泡尾部闭合和侧平面力学特性的影响规律,同时对实验结果进行了定性和定量分析.实验证实了尾翼后掠角和安装位置是影响超空泡尾部闭合与影响模型力学特征的重要因素,并提出了实现超空泡航行器尾翼的设计规律.     

超空泡航行体非定常流体动力延迟效应水洞试验研究

空泡延迟效应在机动航行诱发的尾拍振荡中影响显著，是超空泡航行体的重要力学特性，在动力学建模中必须加以考虑。采用人工通气超空泡的试验方法，在西北工业大学高速水洞实验室开展了超空泡航行体连续变攻角测力试验研究，测量攻角与流体动力随时间变化历程来定量分析延迟时间特性。通过试验研究，获得了不同试验条件下变化的延迟时间；无量纲化的延迟系数与水速近似成线性关系，且随预置舵角的增大而增大；在试验采用的摆动频率中，摆动频率较大的工况，延迟系数较小。     

尾翼搭载固体火箭发动机壳体数值仿真及试验研究

针对导弹尾翼搭载于固体火箭发动机壳体上这一特殊结构,建立3D有限元模型,进行内压与外载荷联合强度仿真计算,用于指导尾翼接头附近的壳体局部结构设计。并开展了相同载荷下尾翼搭载发动机壳体结构的静力试验,通过仿真计算及静力试验结果的对比,表明仿真计算可以指导尾翼搭载发动机壳体的结构设计,且仿真计算结果与静力试验结果偏差为8.4%。     

翼伞-载荷系统多体动力学仿真分析

翼伞具有良好的滑翔性、操纵性和稳定性,广泛应用于航天器精确着陆和定点回收。为进行归航控制算法设计,需对翼伞系统动力学特性进行深入研究。以一般翼伞-载荷系统为研究对象,采用拉格朗日乘子法建立了两体8自由度动力学仿真模型,对3个飞行工况进行了仿真分析,结果与相应的空投试验数据基本吻合,验证了仿真模型的有效性。     

高速水流冲击弹性边界结构问题的试验研究

针对水下航行体出水过程空泡溃灭问题,依据水发射试验装置,设计一套试验方案,研究高速水流冲击弹性边界结构的现象.研究结果表明:高速水流冲击弹性边界时,随着弹性边界工装厚度的增加,压力脉冲脉宽逐渐减小,压力脉冲幅值逐渐增大,其增大部分主要是由于刚度较大产生的高频振荡部分.将数据分析频率窗口降低至500Hz,去掉高频振荡成分...     

分布式测量技术在航行体水下试验中的应用

提出了将分布式测量技术应用于航行体水下试验中的航行体表面压力测试。采用分布式采集系统设计,可大幅减少穿舱电缆的数量,使得航行体组装对接更加方便,有效提高系统的可靠性。     

超声速条件下多体干扰与分离试验研究

采用根据国外公开文献设计的类CAV模型,在0.6m×0.6m 跨/超声速风洞中开展了多体干扰与分离网格测力试验研究,初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。试验结果表明,载荷模型气动特性受分离位置变化影响非常明显。载荷模型沿轴向分离时,气动力(矩)逐步接近自由流中气动力(矩)值,载荷模型法向位置改变会引发其气动力(矩)值发生更为剧烈的变化。引发这种现象的原因有两个:一是尾迹和头激波的发展改变了不同轴向位置处载荷模型的表面流态,从而影响了其气动特性;二是母机模型底部流动具有明显的非对称膨胀特征,不同法向位置处流速大小和方向差异明显,导致载荷模型气动特性随法向位置变化更为剧烈。