某飞机机翼Ⅰ大梁腹板战伤修理研究

某架大型轰炸机的机翼Ⅰ大梁腹板被弹片损伤,使飞机不能执行任务。本文从机翼Ⅰ大梁腹板的受力情况出发,通过对损伤处的应力集中情况进行分析,采用止裂加强法对弹片损伤进行修理,使损伤处的最大集中应力由657.6MPa降低到339.4MPa,在腹板的许可强度范围以内,从而修理后的飞机完全满足任务执行的载荷要求。     

高超声速飞行器非连续点火助推增程弹道设计

针对高超声速飞行器因防热烧蚀而制约整体射程的问题,创新提出了一种非连续点火助推方案,通过增大助推段射程的弹道设计方法提高飞行器整体射程能力,减轻后续段的射程压力。综合考虑动压、过载、控制和终端高度、速度、弹道倾角等约束条件,以助推段射程最大为目标函数,设计了非连续点火助推段飞行程序和纵向平面弹道优化模型,采用改进的梯度粒子群算法进行优化求解。仿真结果表明,改进的梯度粒子群算法能有效解决非连续点火助推弹道设计问题,设计的非连续点火助推弹道方案在满足各项约束的同时,助推段射程比连续点火方案提高了8.7倍,射程达到了4 800 km,增程的效果十分明显。     

控温型吸波箱温度均匀性研究

文章以一个小型吸波箱为研究对象,采用TD软件对吸波箱的温度与其内部放置的天线表面热流均匀性之间的关系进行了仿真分析,依据仿真结果设计吸波箱的控温回路和控温策略,最后通过模拟试验对吸波箱的控温效果进行验证。试验证明通过对吸波箱进行合理控温能够将天线表面热流的不均匀度控制在5%以内。     

基于滚弯预变形的新型Al-Li-Cu-Mg合金蠕变时效成形试验研究

开展新型A1-Li-Cu-Mg合金薄壁板蠕变时效成形试验研究.通过对固溶态和T8态板料的蠕变拉伸性能和单曲率弯曲回弹率进行对比,掌握了新型铝锂合金蠕变时效成形特征,发现新型铝锂合金蠕变时效成形能力较差,单纯靠蠕变时效成形,无法成形出最终零件型面.本文提出基于滚弯预变形的蠕变时效复合成形工艺方法,满足了目标零件型面要求,对新一代飞机机身结构件的制造提供理论及数据参考.     

小展弦比有限厚度舵面颤振特性分析

摘要： 舵系统是超声速再入飞行器机动飞行过程中对姿态进行控制的重要部件,其颤振特性分析是保证型号研制及飞行试验成功的关键环节.本文用当地活塞流理论对舵面颤振特性进行分析,首先建立舵系统动力学方程,确定舵面颤振临界边界计算方法,然后通过有限元分析和模态试验确定不同舵偏角度及不同加载量级组合工况下舵面模态参数,最后通过颤振分析确定舵面颤振临界参数,为舵系统结构方案设计及优化提供技术支撑.     

基于里兹法的绳系卫星动力学仿真

同时考虑系绳质量、弹性、形变等因素的绳系卫星系统动力学仿真是复杂的非线性偏微分方程求解问题.为便于构造连续型模态函数,采用了基于牛顿定理及广义胡克定律建立的绳系卫星系统动力学模型.基于里兹法将位移函数构造为模态函数与待求系数的线性组合,进而将原本复杂的非线性偏微分方程转化为较常见的非线性常微分方程.仿真算例基于绳系系统从稳定平衡位置及面外角5.自由展开来进行,数值仿真印证了绳系系统的基本动力学特性,同时发现系绳自由展开及摆动过程中有微弱弯曲现象且计算效率不够高.     

关于混合气体输运系数计算方案的影响研究

为了研究混合气体分子输运系数的不同近似计算方案对边界层及射流剪切层流场计算的影响,以含双方程k-ωSST湍流模式的质量平均Navier-Stokes方程为控制方程,分别采用两种计算方案:公式计算混合气体导热系数、扩散系数的直接计算方案和由普朗特数和施密特数等关联混合气体导热系数、扩散系数的关联计算方案,对Burrow和Kurkov实验流场进行了数值模拟。结果表明:与采用直接计算方案相比,采用关联计算方案,流场数值模拟在获得相当的计算结果的同时,大大降低了计算量;抛开与控制方程的相容性问题,混合气体扩散系数各直接计算方案对流场参数计算影响不明显;在湍流计算时,边界层/剪切层区域的混合气体湍流输运系数大于分子输运系数,由此弱化了混合气体分子输运系数不同的近似计算方案对流场数值模拟的影响;相对输运系数近似计算方案,湍流可压缩修正模型对组分剖面的影响更为明显。计算表明,在边界层近壁流场、剪切层流场以及层流流场的精细化数值模拟中,混合气体分子输运系数的计算方案有重要的影响。     

临界雷诺数区准椭圆形覆冰导线风压特性研究

采用刚性模型进行测压试验,得到了不同雷诺数下准椭圆形覆冰导线的风压分布规律,通过对比平均风荷载、脉动风荷载及风荷载谱等参数,分析了雷诺数对风荷载以及横风向驰振稳定性的影响。当雷诺数达到临界区,与亚临界区的对应值相比,平均阻力系数下降、平均升力系数随风向角变化幅度大且在某些对称工况产生横风向平均升力系数;平均风压系数分布对风向角等参数更为敏感。旋涡脱落由亚临界区的规则脱落变为不规则脱落,周向风压相关性减弱,特征频率消失。临界区内平均升力系数急剧的下降段使得结构更易发生横风向驰振。     

雷诺数对圆柱气动力和流场影响的试验研究

通过刚性模型测压风洞试验,研究了圆柱的气动阻力、气动升力系数和风压系数随雷诺数的变化规律,从流场分布的角度分析了气动力变化的原因,并研究了雷诺数影响下的流场在圆柱轴向的相关性。结果表明:在亚临界雷诺数区域,在时间平均上流场沿模型两侧呈对称分布,雷诺数对平均阻力系数和流场影响较小,平均升力系数基本为零。在临界雷诺数区域,随着特定区域大负压区的出现,流场不再对称,出现不容忽视的平均升力和脉动升力。在超临界雷诺数区域,随着对称侧大负压区的出现,流场恢复对称状态,平均升力基本消失。雷诺数对流场的轴向相关性有显著的影响。在雷诺数较低时（亚临界区域）,卡门涡在轴向上的尺度相对较大,而随着雷诺数的提高,该尺度逐渐减小,各断面流场的相关性降低。