有效载荷基频降低对火箭动特性的影响

为了分析有效载荷基频降低对火箭动特性的影响规律,采用纵横扭一体化梁模型与耦合质量方法模拟箭体承力结构与液体推进剂,使用NASTRAN中的RBE2单元模拟芯级与助推器连接接头.通过修改有效载荷有限元模型以得到不同的有效载荷基频,选取飞行过程中的四个典型秒状态,计算三种不同有效载荷基频下全箭的前九阶固有振动频率.结果表明：纵横扭一体化梁模型在进行全箭动特性分析时模型简单,结果满足要求,可用于设计初期的模态分析;同时,分析得到基频降低对全箭动特性的影响规律,给卫星设计人员提供了相关依据.     

整星隔振技术的研究现状和发展

为了减小卫星发射时所承受的环境载荷,降低卫星及其设备的质量控制成本,提高卫星发射的可靠性,所以整星隔振技术得以研究和应用。整星隔振是在不改变卫星原结构前提下,重新设计具有隔振效能的适配器,或者在运载火箭和卫星之间引入隔振装置,隔离从星箭界面传递给卫星的轴向或侧向振动。详细介绍了近十年国外整星隔振技术的研究现状,并展望其今后的发展方向。     

采用纵横扭一体化建模技术分析火箭牵制释放过程动响应

分析火箭在释放过程中的动响应是将牵制释放技术运用到我国大推力火箭中的关键技术之一。采用纵横扭一体化梁模型分析火箭牵制释放动响应,将发射台对火箭的影响简化成相应的载荷和边界条件,采用分段计算的方法,把发射过程分成点火前的静止、点火后的牵制以及释放三阶段,计算了每个牵制点的牵制力变化规律,以及释放过程箭体上不同部位的动响应特点,并建立了相应的三维模型,进行对比论证。结果表明：纵横扭一体化梁模型在分析整体响应特性时模型简单,精度较高,可用于设计前期的初步分析。     

非接触界面耦合对超静卫星指向性能的影响

为了研究非接触界面耦合对超静卫星系统指向性能的影响,以弹簧阻尼单元代表非接触界面的耦合作用,并利用牛顿欧拉法建立了非接触作动超静卫星系统的刚柔耦合动力学方程。仿真结果表明:对于有效载荷模块,耦合使指向精度降低1个数量级,指向稳定度降低2倍;对于卫星本体模块,耦合使指向精度降低了2.5倍,对指向稳定度影响不显著。     

空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响

空中发射可以明显提高火箭有效载荷,减少火箭发射场地的数量和高额的维护经费,缩短发射周期。本文研究了空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响,通过飞行轨道的模型简化,首先建立了火箭飞行的数学模型,然后定量地分析了发射高度和发射速度对火箭入轨后有效载荷的影响。研究结果表明：若提高发射高度和发射速度,可以明显增加有效载荷,且基本发射高度、发射速度分别与有效载荷表现为线性关系。相对地面发射来说,如果初始高度达到30千米,有效载荷提升到1.63倍;如果初始高度达到30千米,初始速度达到1000米每秒（约3马赫）,有效载荷将是传统地面发射的5.43倍。单纯从初始高度和速度的因素看,初始发射速度对有效载荷提升的影响更显著,故在考虑经济性情况下设计发射平台时应更加注重发射速度的提高。     

载人运载火箭飞船支撑结构动响应优化设计

针对运载火箭运载能力提升引起的动载荷条件严苛化对结构动力学性能的高要求,以现役载人运载火箭整流罩飞船支撑结构为原型,对载人火箭整流罩和飞船之间的连接支撑结构进行了动响应拓扑优化设计。动响应分析采用模态加速度法,以在保证计算效率的前提下提高计算精度。动载荷分析结果表明,优化效果明显。     

一种成本约束下的大型航天器力学试验方案设计

针对某大型航天器对力学环境适应性设计的高要求,就其整器低频振动试验方案的设计问题,通过分析悬挂贮箱加注量、动力舱各结构参数等对航天器模态振型、频响特性的影响,确定了力学试验参试产品状态,对已有试验件进行合理改制达到对航天器整器主要动力学特性模拟的目的,节约产品投产经费;依据结构动态载荷对整器主频处界面输入进行约束,依据重要仪器设备加速度响应限制对局部频率处界面输入进行约束,减少了力学试验对飞行产品的损伤。该航天器除动力舱外,其余结构部段仅投产一套产品,在参加力学试验后又搭载运载火箭首飞飞行获得了成功。     

热声载荷下薄壁板行波管疲劳分析与试验研究

高速飞行器薄壁结构在高速气流冲击下,产生的热载荷、声载荷、随机振动载荷会使结构产生非线性大绕度动力学响应和高周疲劳破坏。对3组一端固支GH188薄壁板开展行波管热声疲劳试验,研究了温度和声压级对薄壁板的响应及寿命的影响,得到在热声载荷下薄壁结构的频率和动应力响应以及可能产生破坏的危险位置和疲劳寿命。根据耦合的有限元/边界元法对薄壁结构的非线性响应进行数值仿真,采用改进的雨流计数法和Morrow平均应力模型预估结构的疲劳寿命,与试验结果对比:频率响应误差在1%以内,基频应力响应误差在1%～3%,寿命值在3倍左右,验证了热声疲劳寿命预估模型的有效性。随后分析了薄壁结构的热振特性,分析发现:在声载荷和随机振动载荷下,结果基频响应起主导作用,且变化趋势相似,当基频动应力水平相同且主要研究基频附近疲劳寿命时,可用热振试验代替热声试验;当频率较宽时,热振疲劳寿命明显低于热声疲劳寿命。     

金属橡胶冲击隔振系统试验

金属橡胶抗冲击隔振器利用干摩擦和弹性变形消耗冲击能量,实现缓冲减振的目的.针对某飞行器抗冲击隔振的需求,设计了金属橡胶抗冲击隔振器,并进行了冲击试验,结果表明最大加速度响应和冲击隔离系数随着冲击时间增加而加大,同时冲击隔离系数受冲击载荷的大小影响.在冲击载荷较小时冲击隔离系数随冲击载荷增加而减小,超过一定范围后,冲击隔离系数随着冲击载荷的增加而加大.      

某电子设备的阻尼减振设计

某电子设备在工作过程中承受振动和冲击等动载荷环境,其动态响应过大而导致电气特性下将,无法满足使用要求,因此对其进行阻尼减振设计.结果表明,经处理后电子设备的振动减振效率大于55％,冲击加速度放大倍数小于1.6,有效改善了电子设备的工作环境.     

简谐基础加速度激励下的点阵结构优化设计

航空航天类产品面临愈加剧烈的振动环境,同时对结构的设计也提出了更高的轻量化需求。针对简谐基础加速度激励下的结构振动抑制问题,基于高比强度、比刚度的轻质点阵结构,提出通过优化点阵结构杆件的截面尺寸来降低结构动响应的优化方法。以点阵结构杆件的截面尺寸为设计变量,结构体积为约束,建立简谐基础加速度激励下结构关键点处位移响应最小为优化目标的优化数学模型。采用模态位移法高效求解结构动响应及灵敏度,并通过GCMMA优化算法实现优化问题求解。数值算例和振动实验表明所提出的点阵结构优化方法在保证结构轻量化的同时,能够大幅度降低结构的振动响应。     

用在动态试验环境中的硅机械传感器

ＤＥＲＡ Ｆａｒｎｂｏｒｏｕｇｈ附属弹药装置与装配研究目前的主要目标是在保证装填器／发射器有效性的情况下改进一个典型的原理性离岸导弹附属弹药的充填度。武器的有效性研究指出实际上离岸导弹（ＳＯＭ）的可行有效载荷为八个５０ｋｇ的附属弹药。这些附属弹药将以两个一组的对称方式发射，对单个目标具有内部程序设定的能力，所以需要了解在发射期间作用在这些附属弹药上的冲击和加速度载荷，ＤＲＥＡ Ｍａｌｖｅｒｎ所进行     

倾转旋翼机传动系统动态效率研究

根据倾转旋翼机发动机短舱内的传动系统结构,建立了其弯-扭耦合动力学模型和相应的动力学方程.求解动力学方程得到了三种飞行状态下的动态响应,根据动态响应计算了齿轮齿面上的动载荷和各部件的横向动载荷.基于动载荷,提出了齿面动态摩擦损失功率和轴承动态损失功率的计算方法,以及倾转旋翼机传动系统动态效率的计算方法.计算了在三种飞行状态下传动系统的动态效率,分析了三种飞行状态下参数对传动系统动态效率的影响,为高效率倾转旋翼机传动系统的设计奠定了基础.      

等离子热障涂层失效机理的数值分析研究

针对带等离子喷涂热障陶瓷涂层的圆筒金属基体结构在典型热循环载荷作用条件下的力学响应进行了数值计算,基于陶瓷层中的应力结果对陶瓷层剥落失效机理展开了分析.计算时对陶瓷层材料分别按理想线弹性本构和黏塑性本构模型开展了模拟.分析发现,陶瓷层的界面(横向)开裂存在两种模式:在降温过程中,陶瓷层容易出现界面波峰处的Ⅰ型开裂与腰部位置处的Ⅱ型开裂;在升温过程中,陶瓷层容易发生垂直开裂使结构中出现陶瓷层/基体的界面端,界面端部严重的应力集中效应使陶瓷层容易在该处横向开裂形成界面处的边裂纹.      

运载火箭地面风载荷响应特性分析

为了研究新一代运载火箭在垂直转运与垂直发射过程中所受地面风载荷的影响问题,针对地面风载荷产生的复杂原因,将其按产生原因和主要影响方向分为四种：阻力方向平均风载荷、阻力方向脉动风载荷、升力方向脉动风载荷和升力方向脱落涡载荷。利用MSC．Patran／Nastran软件的随机分析模块分析运载火箭在四种地面风载荷作用下的响应特性,得到运载火箭在参考风速为4～20m／s下的位移响应。结果表明：四种风载荷位移响应均随参考风速的增加而增大,并且随着参考风速的增加,脱落涡载荷对火箭位移响应的影响最为显著。     

模拟转子叶片丢失后外传载荷影响特性研究

航空适航法则及相关安全性标准中均对航空发动机叶片丢失后的安全性设计提出了要求，为此需要明确关键零件在叶片丢失后所承受的载荷环境。本文利用Newmark-β法求解载荷传递系统的瞬态运动微分方程，得到振动响应与力载荷的关系。设计了模拟转子不平衡响应试验，进行突加不平衡质量后的转子响应测试，进而通过试验件内外振动响应获得了冲击载荷的传递规律。同时为研究阻尼在叶片丢失外传载荷中的影响效果，通过控制对试验件阻尼器是否供油，进行了有支点阻尼及无支点阻尼的振动响应对比试验。研究结果表明，冲击载荷在通过静子件后会产生明显衰减，本文试验对象传递比最高仅为53%，远离转子支承处所承受的载荷远低于转子支承处的载荷。同时，阻尼会明显降低冲击瞬间的外传载荷，但对转子稳定后的稳态载荷影响较小。本文研究表明：进行航空发动机叶片丢失条件下安全性分析时，需考虑冲击载荷的衰减及阻尼影响。另外，合理的阻尼器布局将有效降低叶片丢失时产生的冲击载荷作用，有助于提升发动机的抗冲击能力。     

摩擦型螺栓连接冲击载荷传递特性试验

为了研究接触、摩擦和预紧力等非线性因素对摩擦型螺栓连接动态载荷传递特性的影响，利用空气炮装置发射钛合金 圆柱弹、钢球和冰球，开展了高速冲击试验，获得了冲击响应曲线。试验结果表明：金属弹体的撞击不能忽略弹体本身结构变形带 来的影响，相较圆柱弹，球形弹冲击产生的冲击载荷峰值小，载荷传递率大；金属弹体撞击产生的冲击载荷波形杂乱且变化剧烈， 螺栓连接的摩擦滑移导致的能量耗散使载荷传递率小于1，冰球撞击的载荷波形变化平缓，结合面的摩擦等非线性因素对载荷传 递的影响较金属弹体冲击的情况小；加大拧紧力矩、增大结合面粗糙度会导致冲击刚度增大，冲击刚度基本不受外激励影响；减小 拧紧力矩、结合面越光滑、加大冰球冲击能量会使载荷传递率降低；载荷传递率和损耗因子呈线性关系，当损耗因子小于0.59时， 结合面处的摩擦耗散将使载荷传递率小于1。     

界面连接多盘转子旋转惯性模型及动力响应特性

针对工作在超临界状态下带有界面连接的多盘转子系统，采用惯性主轴偏斜描述质量分布，考虑各轮盘旋转惯性载荷随转速和弯曲变形变化的特征，建立了高速多盘转子力学模型。在定量描述加工/装配误差和连接结构接触状态影响下各级轮盘质量分布的基础上，探究了转子动力响应及支点动载荷幅值和相位随转速的变化规律。理论模型及仿真结果表明：在超临界状态下，转子旋转惯性力矩会使支点动载荷幅值随转速继续增大；而高转速状态下，连接结构接触状态的变化可能使多盘转子的质量分布发生改变，转子惯性主轴趋近旋转中心线，转子所受的旋转惯性载荷减小，体现出振动突降的响应特征。     

噪声载荷作用下薄壁柱壳结构的随机振动响应的估算方法

给出了噪声载荷作用下薄壁柱壳结构随机振动加速度响应功率谱密度的计算公式和计算方法,并与实际测量获得的加速度响应功率谱密度进行了比较,计算的功率谱与实测的功率谱具有较好的一致性,说明这种估算噪声载荷作用下薄壁柱壳结构随机振动加速度响应功率谱密度的方法是合理可行的。用同样方法导出的Von Mises应力响应的功率谱密度及其均方值的计算公式,可直接用于疲劳强度分析。      

金属橡胶冲击隔振系统试验研究

金属橡胶抗冲击隔振器利用干摩擦和弹性变形消耗冲击能量,实现缓冲减振的目的。本文针对某飞行器抗冲击隔振的需求,设计了金属橡胶抗冲击隔振器,并进行了冲击试验,结果表明最大加速度响应和冲击隔离系数随着冲击时间增加而加大,同时冲击隔离系数受冲击载荷的大小影响。在冲击载荷较小时冲击隔离系数随冲击载荷增加而减小,超过一定范围后,冲击隔离系数随着冲击载荷的增加而加大。