不同振动形式下压电俘能结构热弹性耗散研究

通常情况下,压电材料应用于结构中可实现对外界能量的俘获,但是在能量收集过程中,热弹性耗散将对其能量俘获效率产生影响。因此,本文提出了压电俘能结构热弹性耗散特性的研究方法;首先,基于Euler-Bernoulli梁理论,并结合压电结构变形影响时的热传导方程以及压电结构电场方程,推导出在压电热弹性耦合下不同振动形式时结构的控制方程;然后,通过数值计算和仿真分析的方法得出结构的频率漂移及热弹性阻尼的变化,得到了不同振动形式下温度场对压电结构的影响;同时,针对结构几何尺寸对结构热弹性耗散的影响进行了讨论,得到了压电热弹性耦合对压电装置能量俘获的影响。     

助推器支承的火箭地面风载荷非定常气动系数（上）

根据新一代运载火箭CZ-5及其动力学相似缩比模型的助推支承、两个弯曲模态主方向的模态参数有显著差别的特点,推导了火箭地面风载荷在模态主方向的非定常气动弯矩系数,给出了非定常气动弯矩的计算方法,并通过坐标转换,得到风轴气动弯矩系数的计算公式。将非定常气动弯矩系数中与动特性有关的参数统称为动态弯矩因子,从而统一了所有类型火箭的地面风载荷非定常气动弯矩系数的计算公式。此外为简化助推器支承火箭地面风载荷的试验方法,给出了气动加速度和位移系数的计算方法,提出了加速度因子和动态位移因子的概念。通过对CZ-5缩比弹性模型的动特性和弯矩因子的计算,分析了支承筒和不同构型模型的影响,并根据各阶弯曲模态对应的不同响应因子的变化,证明了地面风载荷试验只计及一阶模态的合理性。建议采用弯矩和位移测量数据分析非定常气动系数,不宜直接采用加速度数据计算气动系数。     

潜射导弹级间段密封圈动态密封性能模拟试验方法

根据潜射导弹级间段密封圈在出水过程中的动态变形参数设计了一套模拟试验件和加载、加水及测量装置,采用摆锤冲击加载方式和裂纹动态张开位移测量方法再现了密封圈在导弹出水过程中的使用条件,证明密封圈在规定的开缝宽度、开缝时间和弹体内外压差的使用环境下能够保证防水和密封效果。利用两自由度冲击响应模型分析了试验的动响应曲线,给出了试验系统模态参数的识别结果。     

脉冲侧压下的筒壳弹性屈曲

本文利用弹性理论对在空气冲击波作用下的圆柱壳的侧压稳定性进行了计算分祈,在不圆度为1％、最大位移为半径的5％时,计算结果与实验结果有很好的一致性。引入等效加载时间概念来表征载荷的时间特性,得到了载荷～冲量关系。通过对各种结构尺寸的临界载荷的计算,证明动力过载系数不仅与加载时间有关,而且与结构有关。在厚度一半径比大于0.005或长度-半径比小于4的区域内,临界载荷对结构几何参数比较敏感。     

疲劳裂纹扩展速率da/dN的蒙特卡罗模拟

用蒙特卡罗法模拟分析疲劳裂纹扩展速率,确定了算式中的参数分布规律及相关性。通过计算数据与试验数据的对比分析,证明蒙特卡罗法模拟结果合理、可靠。     

固体发动机切割分离泄压过程分析

本文依据质点动力学和一维可压缩流体动力学原理，利用无限大容器的出流结果，在适当的简化假设基础上，建立了固体发动机切割分离泄压过程的数学模型，并对泄压过程和分离后的状态变化进行预测．通过比对分析试验容器的理论和试验结果，证明本文方法的误差在15％以内。     

火工品爆炸加载方法在火箭分离冲击环境模拟试验中的应用与效果

基于火箭分离冲击环境的特点和冲击环境对箭上仪器产生的影响,研究了分离环境模拟的火工品爆炸加载技术。该技术能够复现实际的冲击环境,并可产生加严考核的高量级冲击环境,以满足鉴定试验以及更高的试验要求。根据不同的试验要求,此项技术即可以应用于单机试验,也可以应用于部(舱)段试验,并且在一定的条件下可以同时满足三个方向的冲击环境模拟要求。     

火箭动态弯矩测量的频响特性分析

介绍了火箭动态弯矩测量的方法和原理,利用横向弯曲振动梁理论,首次推导了悬臂梁和自由梁的端面弯矩动态放大倍数表达式,对箭体结构偏保守地计算了不同边界条件的载荷动态放大倍数。动态弯矩测量的频响范围可达到100Hz,测量部段的壳体响应频率(约150Hz)不影响30Hz以下的截面载荷测量结果,箭体动态弯矩测量方法的频响特性满足测量要求。另外分析了箭体直径变化的影响,比较了箭体动态弯矩测量与风洞测力天平的异同。     

液体晃动试验数据处理方法的改进

本文在液体晃动等效力学模型的频响函数拟合方法的基础上，给出了一种改进的液体晃动试验采集和数据处理方法，如两参数识别和单参数识别。应用本文的方法，可以有效地提高试验效率，精度也满足工程的要求。