太阳翼铰链结构的动力学实验与非线性动力学建模

通过动力学实验获得真实的太阳翼板间铰链结构于不同激振频率下的振动响应参数,并采用力状态映射法建立板间铰链的非线性动力学模型。首先,采用单频激励信号模拟外扰对实际的板间铰链结构实施动力学实验;然后,基于其结构具有的多重非线性动力学特性,根据实验数据应用力状态映射法辨识结构的动力学参数,建立其非线性动力学模型;最后,对由太阳翼板间铰链连接的两段梁所构成的系统进行了冲击激励下的振动响应测试,同时进行了有限元动力学仿真,实验测试结果和数值仿真结果取得了较好的一致性。本文建立的太阳翼板间铰链非线性动力学模型能够较好地反映其动力学特性,对于实际太阳翼结构的动力学建模具有理论参考价值。     

1700℃高温、有氧及时变环境下隔热性能试验研究

针对高超声速飞行器面临极端高温热环境、飞行器外壳单侧面受热以及温度历程非线性时变的特点,自行设计并建立辐射式极端高温氧化环境下的单侧面试验加热装置,实现了1700℃高温有氧环境下对高超声速飞行器热防护材料的隔热性能试验测试。同时,对轻质陶瓷材料试验件和新型陶瓷、纳米材料复合结构在高达1700℃的高温氧化环境下的隔热性能进行试验测试,并对不同材料及其组合模式进行对比分析,优选高效能的隔热方案,发现陶瓷、纳米材料复合结构试验件比单层轻质陶瓷材料试验件的隔热效果提高了约50%。另外,生成了极端高温非线性时变热环境,并进行相应的隔热性能试验。通过建立极端高温、有氧、单侧面加热、非线性时变热环境试验系统及其实际应用研究,为高超声速飞行器的热防护设计提供重要的试验手段。     

微振动隔振器动态阻尼系数的测试方法

阻尼系数的确定对于隔振设计非常重要。针对大阻尼黏性流体微振动隔振器,提出一种确定三参数模型阻尼系数的机械阻抗等效理论与测试方法,将三参数模型简化为等效的便于试验测试的两参数隔振模型。将由自行设计的试验系统测量得到的阻尼系数和刚度系数输入到ADAMS仿真模型中,得到等效阻尼系数,并与直接采用迟滞环法得到的隔振器的等效阻尼系数进行对比分析。研究结果显示,两种方法得到的结果具有良好的一致性,证明了本文方法的可行性和可用性。本文方法还可得到以往传统方法难以得到的动态阻尼系数随频率的变化规律,对于隔振设计具有重要的参考价值。由于提出简化的等效模型,使得隔振器阻尼系数的测试更加快捷方便,本方法可推广应用于具有更多参数的隔振器阻尼系数的测量。     

高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统

为得到高速飞行器表面各部分的热应力，应变，结构膨胀量等高温力学性能参数，须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统。针对高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程所具有变化复杂，高度非线性，瞬变，强耦合的特点，将模拟控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统。该系统能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速，准确的动态控制。     

神经网络解耦控制方法在协调加载中的应用研究

在飞行器结构强度试验中，电液协调加载系统能否准确模拟实际结构上的载荷历程对于试验数据的可靠性及飞行器结构的安全设计有着重要的意义。本文针对电液协调加载系统各通道间具有强耦合、非线性、时变等特点，应用神经网络解耦控制技术实现载荷解耦，并进行了两通道的协调加载试验。系统运行结果表明，该方法动态控制效果良好，能够准确地实现各通道间的协调加载控制。     

起落架落震试验飞机机轮三向冲击位移的动态测量

为了研究飞机起落架受冲击载荷时的功量吸收状况，须在起落架落震试验中，对飞机着陆瞬间起落架机轮在空间三个方向上冲击位移的动态变化量进行测量。为此，本文设计了四自由度空间定位装置，并使其与计算机连接，实现了落震试验过程中，起落架在高速冲击状态下机轮三向位移的有效测量与记录。     

1200℃高温环境下板结构热模态试验研究与数值模拟

高超声速飞行器高马赫数飞行时,翼、舵及垂尾等板形姿态控制结构将会面临极为严酷的高温环境,为了获得难于实测的结构在高温与振动复合环境下的热模态参数,本文将瞬态气动热试验模拟系统与振动试验系统相结合,建立了高温热/振联合试验测试系统,实现了高达1200℃热环境下矩形板结构的模态频率等关键振动参数的试验测试。同时,对矩形板结构的热模态特性进行了数值计算,并将试验结果与计算结果进行对比验证。试验中通过自行研制的耐高温陶瓷导杆引伸装置将结构上的振动信号传递至高温热场之外,使用常温加速度传感器对振动信号进行参数识别;并运用时-频联合分析技术对试验数据进行分析处理。本文所获得的高温环境(200~1100℃)下矩形板结构的模态频率的试验结果与数值计算结果取得了比较好的一致性,验证了本试验方法的可信性及可用性。本研究结果为高超声速飞行器翼舵结构在高温环境下的振动特性分析以及安全可靠性设计提供了重要的试验手段和参考依据。     

航天飞行器轻质纳米材料高温隔热性能

纳米隔热材料是一种新型航天飞行器热防护材料。本文使用自行研制的高速飞行器热试验系统,对Al₂O₃纳米材料的高温隔热性能进行试验研究及数值计算,为高速航天器热防护系统的安全可靠性设计提供重要依据。研究结果表明,厚度仅为10 mm的Al₂O₃纳米材料板,当前表面温度为1 200℃时（1 800 s）,前后表面的温度差高达880.9℃,后表面温度降低了73.4%,且隔热性能稳定。另外与某空天飞行器轻质陶瓷材料进行了隔热性能的对比试验,结果显示轻质陶瓷材料板的背壁温度要比Al₂O₃纳米材料板高56%。说明Al₂O₃纳米材料的高温隔热性能非常优异,在航天器和高超声速飞行器热防护中具有重要的应用价值。由扫描电镜（SEM）图像知,当温度超过1 200℃后,Al₂O₃纳米材料颗粒快速聚集生长,颗粒间的空洞尺寸显著增大,材料内部纤维出现熔融现象,裂纹数量增多、深度及宽度显著增大,影响材料表观导热率。另外,当温度高于1 200℃时,纳米材料板边界出现了较大的收缩变形和弯曲变形。基于试验结果可知,Al₂O₃纳米隔热材料应该在小于1 200℃的热环境中使用。     

金属蜂窝夹芯板瞬态热性能的计算与试验分析

 掌握热防护系统(TPS)中热结构超合金蜂窝面板在热环境下的传热隔热特性,是飞行器防热结构设计的先决条件。从镍基高温变形合金蜂窝板隔热试验出发,结合蜂窝板的试验和实际使用环境下的对流换热理论分析,建立了考虑夹芯的辐射、传导和对流传热形式的蜂窝面板的瞬态传热数值计算模型,得出镍基合金蜂窝板在高温下的防热特性。通过与试验结果进行对比,分析了试验误差和不同环境间的修正。讨论了部分蜂窝板设计参数对隔热效果的影响,得到了不同材料常数和蜂窝芯壁厚对隔热效果的影响规律。     

巡航导弹防热部件热-振联合试验

针对高速巡航导弹防热部件热-振联合试验的需要,建立了高速飞行器高温热-振试验环境模拟系统,该系统由振动激励试验系统和热环境模拟试验系统组成.试验时,热试验系统按照导弹高速飞行过程中弹体表面温度的连续变化对气动加热模拟过程实施动态复现,同时激振系统对防热部件实施振动激励.试验结果表明,该环境试验系统能够为巡航导弹在热振复合状态下的安全飞行提供可靠依据.