一种航天器火工冲击源建模和分析方法

为解决航天器火工冲击力学环境预示中无法确定载荷力函数的问题,提出一种基于流体编程软件（Hydrocodes）的“振源系统-近场结构”一体化建模和分析方法,分析由火工品触发的航天器星箭分离机构及其他解锁释放机构的冲击过程,从中提取力函数, 实现对振源与主结构的解耦分析。以包带式星箭分离结构为例,对该方法的可行性进行研究和论证。通过对模型进行爆炸冲击直接加载和力函数的解耦加载这两轮计算结果的对比分析,初步校验了该方法的可行性。通过对模型的耦合性分析和对其简化模型的分析,进一步校验了局部建模的合理性和解耦分析的准确性。该方法是一种能够确定航天器火工冲击源函数的可行方法,为从工程上解决航天器火工冲击的响应预示问题奠定了基础。     

关于GB/T 21563-2008冲击试验的剪裁

确定动力学环境模拟的试验量级是一件复杂的工作,在引用指导性的标准文件时应该结合自身数据进行剪裁。基于Miner损伤准则,计算GB/T 21563-2008中模拟长寿命试验与冲击试验对产品造成的潜在疲劳损伤,通过对比分析得出模拟长寿命试验对产品造成的潜在疲劳损伤大于冲击试验对产品造成的潜在疲劳损伤。若产品经受住规定频率范围内的某一方向上的模拟长寿命试验,可以对相应方向的冲击试验进行剪裁。     

水刹车冲击塔结构及原理分析

了解冲击对人体产生的影响、人体对冲击的响应及人体的抗冲击耐力极限值,在医学工程界极为重视。在载人航天飞行中,对人体耐受冲击力指标的研究,是确保航天员生命安全的重要课题。但是一般的冲击阻尼介质难以满足人体的冲击试验要求,因此研制以水为阻尼介质的水刹车冲击塔,为生物冲击及生物防护产品冲击试验提供冲击环境。介绍了水刹车冲击塔的结构组成及工作原理。以任意冲击曲线为例,分析了水刹车冲击塔刹车过程中的运动方程及能量方程,得到了在冲击刹车过程中排水面积的变化规律,通过试验验证了理论分析的正确性,试验重复性好、精度高,冲击波形曲线满足试验及国军标要求。水刹车冲击塔可实现多种冲击波形及脉宽要求,是非常理想的冲击试验设备,性能稳定可靠,可调性强,应用范围广。     

应用土壤修正模型的返回器着陆冲击响应预示

在返回器着陆冲击响应预示研究中,土壤模型的准确建立是着陆冲击仿真的关键影响因素,由于土壤特性复杂,目前尚无完善描述冲击下的土壤本构关系模型。为此,文章根据已有的土壤模型,提出结合返回器刚体模拟器着陆冲击试验数据,利用多参数递进方法修正土壤模型中的体积模量、剪切模量和屈服参数,获得土壤修正模型。利用上述土壤修正模型,对刚体模拟器3种试验工况进行仿真,仿真结果与试验结果的误差在±10%以内,证明了修正模型的准确性。利用土壤修正模型对返回器柔性体模拟器建模,得到的柔性体模型着陆冲击仿真结果与试验结果有较高的吻合度。因此,土壤修正模型能准确预示着陆冲击,可为返回器优化设计提供参考。     

激光冲击对TC11钛合金组织和力学性能的影响

对TC11钛合金进行激光冲击强化处理,通过透射电子显微镜观察不同参数下TC11钛合金的微观组织变化,用显微硬度计和X射线应力测试仪分别测试材料表层硬度和残余应力,并通过TC11钛合金标准疲劳试片高周振动疲劳试验验证激光冲击对其疲劳性能的影响.试验结果表明:激光冲击波作用后表面组织结构发生明显变化,当冲击次数增加,先后出现了高密度位错、位错胞和纳米级晶粒等微观组织特征.冲击10次后,表面残余应力最高达到-632.5MPa,相应的塑性变形层深度达到1500μm左右;同时表面硬度在冲击1次即可提高19%,硬度影响深度为700μm,随着次数增加而提高,但幅度不大.经3次冲击处理的TC11钛合金标准疲劳试片的疲劳极限由原始483MPa提高到593MPa.      

高压涡轮主动间隙控制机匣内部换热特性试验

针对高压涡轮叶尖主动间隙控制（ACC）机匣中的典型换热结构,利用试验研究了多层机匣结构中内斜向冲击射流的局部换热特征,重点分析了进口雷诺数（10000~24000）、冲击孔入射角度（30°,45°,60°）、冲击孔直径（1.0,1.5,2.0mm）等参数对带肋机匣表面局部和平均传热系数的影响规律.研究中发现加强肋的存在显著影响了机匣表面局部传热系数,同时由于冲击射流局部强化换热作用,多层机匣内表面不同位置的传热系数相差很大.试验结果表明:随着冷气进口雷诺数的增加,机匣加强肋表面局部和平均传热系数均提高.在研究参数范围内,冲击孔直径为2.0mm,孔数为23的情况下能够获得最佳的换热效果;相比30°和60°冲击孔入射角度,冲击孔入射角度为45°能获得更好的换热效果.      

基于热响应的陶瓷基复合材料火焰筒热冲击试验

连续纤维增韧的碳化硅复合材料火焰筒是航空发动机重要的热端部件之一,对其进行热冲击性能评估具有十分重要的 意义。为了考察陶瓷基材料与金属材料的连接性能及火焰筒本体特征部位的抗热疲劳性能,采用扣锁式壁面温度测试方法和基 于材料热响应试验制定的热冲击时域循环,对连续纤维增韧的碳化硅复合材料制备的航空发动机火焰筒试件进行燃气热冲击性 能研究。试验中,通过准稳定壁温获取试验得到了火焰筒试验件准定常状态时外壁面温度参数;按照加速试车原则确定了热冲击 时域循环参数;参照航空发动机100次起降对应的燃烧室经历的热载荷,以100次时域循环作为火焰筒试件试验评估的最终循环 次。试验结果表明：经100次热冲击循环后,试件考核部位表现出较好的连接性和抗热疲劳性能,为连续纤维增韧的碳化硅复合 材料制备的航空发动机热端部件的工程优选和设计优化提供了试验支撑。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。