一种系统级多维振动试验技术

与传统一维振动试验相比,多维振动试验能更加真实地模拟实际振动环境,有利于暴露潜在缺陷。研究了一种采用4个振动台、分别从水平和垂直方向施加激励的系统级多维振动试验技术,并阐述了该试验系统的总体设计、机械解耦技术、多维振动控制技术和夹具设计技术。通过运用三维建模、动力学分析和优化设计等手段,自主研制了系统样机并开发了振动控制软件,在国内首次实现了4台电磁振动台两轴向的同时激励。对关键技术的验证试验表明,采用的各项技术满足试验需要,各项指标满足设计要求。     

T形铸件射线检测中透照厚度的计算

叙述了T形铸件射线检测中入射射线角度的计算，并根据入射射线角度来计算透照厚度，以此确定灵敏度和透照参数，在铸件厚度较大时，应尽量采用两个方向进行透照，以避免缺陷的漏检。     

基于伪距和观测量的地球同步卫星动力学定轨研究

利用伪距和观测量对同步卫星进行了动力学定轨的研究，给出了伪距和观测量的测量方程和修正方法，采用国内4个监测站的模拟数据进行了仿真计算．结果表明，采用7天弧长伪距和数据进行轨道改进及轨道外推的精度，与5天弧长数据的计算结果相当，但远优于3天数据的计算结果．在观测随机误差为3m时，7天弧长数据定轨精度约为5m，预报7天径向精度优于20m．     

考虑重心位置不确定性的无尾无人机优化设计

飞机的飞行性能与重心(CG)位置密切相关,尤其是后掠式无尾飞机的重心位置对其飞行性能影响更甚,如果重心位置发生变化,升力分布随之改变,进而影响飞机航时。针对这个问题,从气动布局和设计方法两方面,设计了一种航时对重心位置不敏感的无尾无人机(UAV)。气动布局上,提出了利用螺旋桨动力配平纵向力矩的鸥翼(GW)布局,以减小重心位置变化对升阻特性的影响;设计方法上,采用稳健性优化设计(RDO)理论,分析重心位置不确定时的航时低敏感度问题。以一架小型电动无人机为研究对象,建立了无尾无人机稳健性优化设计环境,包括总体设计、代理模型构造以及稳健性优化。分析结果表明:利用螺旋桨动力配平的鸥翼布局使重心可用范围增加了5%;静安定裕度在5%~15%变化时,该布局可以有效提高航时稳健性。采用稳健性优化得到的无人机几何参数,大幅度降低了重心位置对航时的影响,显著提升了满足约束的概率。     

射弹高速打击下油箱空腔动力学研究

为了确定高速射弹击穿飞机油箱后干舱起火的时间和燃油的泄漏流速,需要对射弹穿入燃油引起的空腔形成和崩塌过程进行分析,确定空腔的崩塌完成时间和空腔内的压力。建立了用于模拟高速射弹侵入燃油后空腔形成和崩塌的解析模型和数值模型,分析了射弹速度衰减引起的动能损失和空腔形成所需的能量之间的转换过程,定量计算了空腔内压力以及空腔崩塌完成时间和位置。研究结果表明:对于给定形状和尺寸的射弹,在空腔形成和崩塌期间,空腔内的压力和空腔崩塌完成时间变化较小,与射弹速度无关近似为常数;空腔初始崩塌的位置与撞击速度之间存在弱相关性。     

T型尾翼民机深失速气动特性的计算研究

以非结构混合网格上的雷诺平均N-S方程(RANS)求解方法为基础,对采用T型尾翼的某民机外形在大迎角深失速情况下的粘性绕流进行了数值模拟,获得了该机在巡航和降落外形在深失速情况下的气动特性变化规律.通过对T型尾翼深失速情况下的流动特点进行分析,解释了T型尾翼布局飞机在深失速情况下俯仰力矩系数会随迎角出现不利于纵向稳定性的变化趋势的原因.     

基于面目标命中要害指数的瞄准点选取方法

 瞄准点的选取是导弹火力运用的核心理论问题之一。研究并建立了主动寻的导弹武器射击面目标瞄准点选择的方法。定义了命中区域圆概率偏差(ACEP)、区域要害指数、区域命中概率及命中要害指数等概念;再根据战场先验信息划分的目标区域以及对应的区域要害指数,运用蒙特卡罗积分法计算出ACEP、区域命中概率以及命中要害指数;设计了通过计算所有拟瞄准点的命中要害指数,搜索其中的最大值,选择具有最大命中要害指数的瞄准点为最佳瞄准点的最优化方法。理论推导和仿真分析表明,对相关指标的定义合理,所设计的命中要害指数计算与搜索方法简单、精确,该结论在工程上可以指导导弹武器射击面目标的火力运用。     

翼型模型几何误差对气动性能影响的自动微分分析方法

基于自动微分原理和NS方程有限体积方法建立了一套翼型敏感性导数计算方法和程序,可以一次性获得翼型不同气动力系数、压力分布对模型几何外形误差的敏感性导数和不确定度。计算结果表明,在跨声速范围内,即使翼型的外形误差只有63μm(弦长1m),也可以给翼型压力分布带来0.312(以来流动压为参考)量级的不确定度,而激波处的流动最为敏感。这种自动微分方法对于分析数值模拟结果的分散性、风洞试验结果的分散性或不确定性具有很好的指导意义。     

火星进入舱配平翼机构展开冲击动力学分析

在着陆巡视器进入火星大气的过程中，配平翼机构会根据指令由收拢状态展开，并在到达指定位置后锁定，进而将进入舱配平攻角降至合理范围内，因此，其展开动力学性能对后续任务的成败至关重要。以配平翼机构功能的顺利实现为背景，研究复合材料构件的冲击动力学分析方法，建立了其有限元分析模型并基于隐式动力学算法对其展开过程进行了仿真。通过与地面试验结果对比，验证了展开动力学分析模型的正确性。在此基础上，对配平翼机构进入火星大气过程中的2种气动载荷工况下的展开过程进行了分析；基于Hashin理论对碳纤维蒙皮翼板的强度进行了校核，在2种气动载荷工况下各铺层的纤维拉伸、纤维压缩、基体拉伸及基体压缩4种失效模式所对应的失效因子均处于安全范围。可对类似机构的展开冲击问题研究提供参考。     

基于中子衍射技术的涡轮后机匣内部残余应力评估

针对某航空发动机斜支板涡轮后机匣试车后出现的裂纹故障，利用中子衍射技术对后机匣进行了内部残余应力测试分 析。建立了后机匣K4169合金中子应力快速测量方法，实现了应力测量精度≤20 MPa，最短单点测量时间≤5 min，1维空间分辨率≤1 mm。建立了K4169合金部件表层应力梯度的中子测量与解析方法，并限定入射束尺寸。利用近表面处衍射强度与质心的关系对衍射信息进行矫正，实现了具有0.1 mm 1维空间分辨率的应力表征能力。开展了后机匣周向和轴向的残余应力分布研究，结果表明：涡轮后机匣基体存在粗大晶粒组织，后机匣外壳存在平均300 MPa的周向压应力，后机匣斜支板存在400～500 MPa的拉应力。裂纹故障与粗晶/细晶组织之间残余应力分布差异有一定关系。