火箭复合材料结构的噪声振动环境复现与特性研究

噪声环境是火箭飞行过程中的主要激励源之一,会引起结构的强烈振动,并对安装的仪器设备的正常工作带来影响。目前火箭结构大量采用复合材料,其厚度薄、重量轻,在噪声环境激励下,不同位置处的随机振动存在很大差别,这给环境条件制定和试验考核带来了困难。根据飞行实测的局部位置随机振动结果,通过调整噪声外激励,预示了在实际飞行过程中复合材料舱段的振动环境,同时对噪声环境激励下不同位置处的随机振动特性开展了研究,为进行力学环境的精细化设计和仪器考核试验的真实模拟提供了参考。     

航天员出舱活动用移动扶手原型设计与试验验证（英文）

针对空间站舱外固定扶手难以满足航天员复杂舱外作业需求的问题,提出一种航天员出舱活动用的移动扶手,并对其进行了参数设计与试验研究。首先,在充分考虑着舱外服加压航天员手部施力特性的基础上,对舱外移动扶手操作机构的几何尺寸和弹簧刚度进行了参数设计。其次,为满足航天员在轨出舱单手操作移动扶手的人机工效学需求,对操作机构进行了自锁设计,并利用ADAMS对操作机构进行了动力学仿真分析,仿真结果表明,各操作机构能够实现自锁功能,且操作力符合着服加压航天员手部施力特性。最后,研制了舱外移动扶手原理样机,从功能、环境适应性及人机工效学方面进行了试验验证。试验结果表明：所述方案可顺利完成舱体扶手夹持、长度和角度调节,且实测操作力与理论值基本吻合,在力学和热学环境试验前后操作力无明显变化,各操作机构满足空间站舱外低轨环境及人机工效学要求。     

复杂结构全频段声振综合响应分析

航天飞行器在飞行过程中受到严酷的声振综合力学环境,既有发动机的脉动推力,又有飞行过程中的气动力作用,可通过声振综合试验提高地面试验考核的真实性。而声振综合环境下的结构响应预示可为试验方案制定、条件制定以及结构设计等提供技术支撑。本文针对复杂卫星结构,开展了全频段声振综合响应预示技术应用研究,重点研究了随机振动施加方法、噪声载荷施加方法、结构建模方法等,在此基础上预示了卫星模型在声振综合环境下的结构响应,将仿真结果和声振综合试验结果对比发现,仿真结果和试验结果吻合,RMS值误差在3d B以内。     

轴向冲击下方形纸管的能量吸收性能和理论模型

为了研究薄壁方形纸管在轴向冲击下的力学响应和能量吸收性能,利用落锤冲击试验机和万能材料试验机进行了动态冲击和准静态压缩试验。方形纸管在动态冲击试验和准静态压缩试验中具有相似的渐进压溃变形模式。试验结果显示,方形纸管的比能量吸收和单位体积能量吸收能力与管件的边长和壁厚比(c/h)相关。随着管件c/h的增大,管件比能量吸收和单位体积能量吸收能力迅速减小。同时,本文分析了管件在冲击过程中的压溃力与冲击速度的关系。最后,本文建立了方形纸管轴向冲击下的能量吸收性能理论模型,理论模型与试验结果具有很好的相关性,该模型为薄壁纸管结构应用到冲击防护装置设计提供了理论支撑。     

复合材料气瓶随机振动环境下疲劳寿命分析

根据复合材料气瓶的特点,对气瓶的复合材料层进行了简化,利用有限元软件Abaqus计算复合材料气瓶在随机振动环境下的模态和应力谱密度,采用Dirlik准则计算应力谱密度函数,分析了考虑平均应力影响的复合材料气瓶随机振动环境下的疲劳寿命,对该气瓶的振动试验结果进行了预示。     

CFR600堆芯组件自由跌落试验的冲击响应分析

评估堆芯组件跌落对组件结构完整性和内部元件密封性的影响是组件安全评价的重要组成.本文针对CFR600堆芯组件在换料运输过程中可能发生的组件跌落事件,开展了堆芯组件模拟件堆外冲击力学试验和数值模拟分析.研究对比了组件模拟件分别从不同高度自由跌落的试验和模拟结果,分析了组件在冲击载荷作用下的加速度和应变响应时程,结果表明,...     

引信液体储备电池双环境力模拟装置仿真研究

液体储备电池双环境力模拟装置主要用于模拟引信液体储备电池在炮弹发射时后坐与旋转双环境力。其关键的技术是安装引信电池的弹丸碰撞到高速旋转的木制冲击垫上,其瞬态冲击过程参数和弹丸转到额定转速所需要的时间是否符合引信电池的测试条件。因此进行弹丸冲击瞬态过程的仿真,研究在不同的弹丸炮口速度下,弹丸冲击过载和脉冲持续时间的变化规律、不同的冲击垫厚度下弹丸冲击过载和脉冲持续时间的变化规律、以及冲击垫带转弹丸到稳定转速的上升时间对模拟装置参数确定和优化都具有指导意义。     

双层响应板式爆炸分离冲击环境模拟试验研究

爆炸分离冲击环境是航天器所经历的最严酷的力学环境之一,为了避免一些箭载仪器设备或者结构在飞行中损坏,因此需要进行爆炸分离冲击环境试验。针对高量级爆炸分离冲击试验设计难、影响试验结果因素多的特点,作者提出了基于机械撞击方式的双层板式爆炸分离冲击环境模拟方法,同时该方法也适用于火工品激励方式的爆炸冲击模拟试验。本研究中首先建立双层板式爆炸冲击环境模拟装置的有限元分析模型,采用Latin超立方的试验设计优化方法,确定试验样点,并进行撞击过程的计算模拟,然后对有限元模型中的关键参数进行优化设计,使获得的计算结果和试验结果的偏差最小。最后,用有限元模拟结果对优化的设计进行了验证,结果表明基于优化的计算模拟时间被大大压缩,其可实现冲击环境模拟试验的预测,对关键参数的处理方法可以用于其它类型试验的试验装置设计中,并可以大大提高了整个试验的准确性和效率。     

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。     

起落架指型锁解锁力特性的研究（英文）

研究了指型锁的长度、直径和指尖角度等因素对解锁力的影响,获得了解锁力的理论计算公式并分析了影响解锁力的敏感参数。首先对指型锁解锁力进行理论计算,获得解锁力与各个参数改变的变化规律;然后通过实验验证模型的有效性;最后使用正交实验法分析了各参数对解锁力影响的敏感性。结果表明,本文所得计算公式有效可靠;指型锁长度、直径1、直径2与解锁力负相关,指尖角度与解锁力正相关;影响解锁力的参数敏感性由高到低分别为指型锁长度、直径1、指尖角度和直径2。     

快速响应压敏涂料测试技术与应用

近年来快速响应压敏涂料测试技术发展迅速。对该技术在国内外的发展及其应用进行详细调研的基础上展开了全面的综述。首先描述了快响应压敏漆测试技术的特点、工作原理及其动态响应机理。然后详述了目前普遍应用的3种多孔结构快响应压敏涂料包括TLC-PSP、AA-PSP和PC-PSP。详细介绍了不同的动态标定设备,包括激波管、电磁阀、驻波管、射流振荡器和脉冲射流装置。归纳了几种主要的测量方法,包括点测量方法,相位平均法,高速图像采集法,双分量运动捕获方法,单次激发寿命法和颗粒法等。引用国内外快速响应PSP技术的典型应用案例,展示了快速响应PSP技术对非定常流动测量的优势。     

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。     

弹性支撑惯导系统振动耦合问题研究

为研究偏心引发的角振动与线振动耦合对弹性支撑惯导系统的影响,首先建立了振动耦合系统微分方程,然后采用通用有限元分析软件进行模态和随机响应分析计算。确立系统的动力学振动特性,从理论和数值计算两方面解释了角振动产生并与线振动耦合的原因——系统偏心。最后通过对具有不同偏心数值的多种仿真模型的分析计算．给出了偏心对系统的影响规律。     

2m超声速风洞流场变速压控制方法研究

颤振试验要求风洞必须具备变速压试验能力,为此在2 m超声速风洞开展了流场变速压控制方法研究。针对总压宽范围多阶梯运行时主调压阀调节能力不一致的问题,采用总压分组、误差分段的控制方法解决了这一难题。通过基于主调压阀阀门特性曲线的控制方法,实现了总压上升速率可调的目标,避免了复杂的控制参数整定过程,显著减少了调试车次。试验结果表明:采用该控制方法,一次试验可以完成多个总压阶梯的控制,并且总压稳定精度达0.3%,速压超调量小于0.5 kPa,总压上升速率可调。通过本文工作,2 m超声速风洞具备了变速压试验能力,并成功应用于型号试验。     

振动环境质量载荷效应探究

航天飞行器有爆脱冲击环境质量载荷效应现象,类似也有振动环境质量载荷效应问题。国外一直在作这方面研究,机理不清,没有定论。本文对此加以述评,并对机理进行初步探究,这对预示振动环境及制定振动环境试验条件有重要意义.     

空气动压探头的动态响应研究

本文采用动力类比法对用于核爆炸测量的空气动压探头的动态响应进行了理论分析,并对探头的三个压力量程计算了总压边和静压边进气管道中的阻尼孔直径和动压波形的上升时间。分析计算表明,在探头的三个系统中,电学系统对动态响应的影响可忽略不计;力学系统的影响也是较小的;对动态响应起主要作用的是声学系统(即管道空腔系统)。在直径为130mm 激波管中进行了全尺寸探头的动态响应实验。实验表明,阻尼孔直径和波形上升时间的实验值与计算值符合较好。此探头曾多次用于我国大气层核试验测试中。从核爆炸和激波管实验中测得的空气动压波形可看出,它们的前沿都是很好的,这反映出此探头具有良好的动态响应特性。     

乙烯燃料超燃冲压发动机燃烧过程研究

在来流马赫数2.0的直连式燃烧设备上,研究了氢气引燃条件下带凹腔的超燃冲压发动机燃烧室内,从氢点火到氢与乙烯混合燃烧,再到乙烯单独燃烧的全过程的燃烧流动特性,通过纹影、火焰自发光、CH自发光以及OH-PLIF等手段瞬时同步研究了流场结构和火焰发展.先锋氢与乙烯的当量比分别约为0.33和0.10.整个燃烧过程分6个阶段,...     

大柔性飞机起落架缓冲器参数设计

为解决现行飞机起落架缓冲器设计不考虑机体柔性存在的问题,以大柔性飞机支柱型起落架油气式缓冲器为例,采用三质量块飞机着陆模型和功量预估分配法选择缓冲器参数,并对其进行着陆响应动力学分析。研究结果表明,机体一阶模态频率和起落架与机体连接点位置是影响机体储存着陆功量的两个主要因素:机体一阶模态频率小于2 H z时,机体储存的着陆功量预估公式计算误差小于5%;机体储存能量的耗散效率较低。     

多维随机振动试验条件制定方法研究

提出了一种以产品遥测振动时域信号为基础的多维随机振动试验条件制定方法。应用此方法确定的多维随机振动参考谱矩阵满足正定性要求。实例自闭环多维随机振动试验控制结果表明,本文方法合理可行。     

基于微型压力传感器阵列的翼面压力分布直接测量系统

研发了微型压力传感器并构成柔性衬底基阵列,直接置于翼型外表面实现压力分布测量.结合传感器特性和气动测量需求,设计了压力传感器阵列恒流驱动电路和差分滤波电路,并通过LabVIEW调用所开发的MAT-LAB的应用程序实现了数据的在线处理和实时显示.结合NACA0012翼型对该测压系统进行了低速风洞实验.对其有效进行了初步验证.