低速增压风洞压力测量系统设计与误差分析

低速增压风洞的雷诺数能够达到8.5×106,但与常规的风洞相比它的内部压力可高达0.4MPa.为此,设计了一套满足增压状态下的高精度风洞压力测量系统.系统采用耐压的PSI8400设备进行压力测量.通过模拟压力工作环境和分析测量的数据,找到压力风洞压力测量误差的主要原因是温漂、时漂、零偏置和压力效应.据此,采取了5点校准、正负校准等方法,消除了它的影响.通过与压力标准PCU比对和验证,这套压力测晕系统的精度优于0.05%.因此这套压力测量系统可以在压力风洞中进行多种高精度的测量.这套测压系统已在增压风洞的轴向静压梯度测量中得到应用,解决了压力风洞中流场校测的测量问题.     

月球返回舱跳跃再入弹道特性分析与优化设计

对月球返回舱跳跃再入大气层的初始再入段弹道特性与过载约束下轨迹优化问题进行了分析。首先介绍了跳跃再入的基本概念与优点,对不同再入角、不同升阻比情况下初始再入段的弹道特性进行了分析。然后采用庞特里亚金极大值原理以总吸热量最小为优化目标,对过载约束下再入轨道的初始再入段进行了优化设计,给出了升力系数的最优表达式。仿真研究表明,该方法能有效地降低飞行过程中的过载。     

含薄弱环节复合材料圆管耐撞性研究

设计并制作了3种新型的复合材料吸能圆管薄弱环节,即内倒角、花冠型和端部开缝的薄弱环节.通过准静态轴向压溃试验研究了这3种薄弱环节对复合材料圆管耐撞性的影响,并将试验结果与不含薄弱环节及含外倒角薄弱环节的试验结果进行对比,以评估这些薄弱环节的引发效能.研究表明:外倒角、内倒角、花冠型和端部开缝薄弱环节都能有效改善复合材料圆管的耐撞性能;内倒角与外倒角薄弱环节具有相同的引发效能;花冠型和端部开缝薄弱环节的引发效能均优于外倒角薄弱环节.由于端部开缝薄弱环节加工简便,故它具有更好的工程应用前景.     

过载表安装在减振仪表板上的指示特性

分析、计算了过载表安装在减振仪表板上所引起的原理误差,指出这项误差一般很小,实际上并不构成问题,说明过载表的这种安装方式是允许的。     

疲劳裂纹尖端残余应力场的深度-传感压痕测试与有限元分析

 飞机和发动机等重要装备承力结构在服役过程中通常承受变幅疲劳载荷作用。直接测量和分析由于过载塑性变形而导致的裂纹尖端附近残余应力场,对于较好地理解变幅加载下疲劳裂纹扩展行为,从而改善和发展疲劳寿命预测模型具有重要价值。本文基于微细尺度的深度-传感压痕(DSI)残余应力测量技术,研究了材料疲劳裂纹尖端附近残余应力场的实用测试技术,获得了铝合金中心裂纹拉伸试样在恒幅及单峰疲劳过载作用下裂纹尖端附近的残余应力场分布。同时,还采用弹塑性有限元方法模拟分析了相同疲劳载荷下裂纹尖端附近相应的残余应力场分布。相互验证表明:两种方法获得了基本吻合的结果。     

轴向受载的Timoshenko薄壁梁固有振动和稳定性的理论分析

通过直接求解轴向受载的单对称均匀Timoshenko薄壁梁单元弯扭耦合振动的运动微分方程，推导了其动态传递矩阵，讨论了轴向力对弯扭耦合Timoshenko薄壁梁的固有频率的影响，并得到了零频率振动（弹性屈曲）发生时相应的轴向载荷，娄值结果表明，本文的方法在其适用范围内是精确有效的。     

抗高过载硅微杯型振动陀螺结构设计与仿真

微机械陀螺是现代制导武器的核心器件,但是制导武器的发射过程中伴随着巨大的加速度过载。针对微机械陀螺结构在大过载情况下活动质量块受过载影响大的问题,设计了一种抗高过载MEMS杯型振动式陀螺结构。结合四波腹运动原理,对杯型陀螺结构的工作原理、振动特性以及抗高过载特性进行了分析。在ANSYS有限元分析软件中建立了该硅微杯型陀螺结构的有限元模型,分别进行了模态分析、谐响应分析。仿真分析结果显示,该硅微杯型陀螺驱动模态与敏感模态固有频率的频差为0.8kHz,工作模态的频率匹配性较好。根据冲击动力学原理分析了此结构在半周期正弦加速度冲击载荷作用下的冲击响应,谐振结构在100000g的瞬态冲击作用下的最大应力为11.38MPa,最大位移为8.06nm,证明该结构具有优良的抗冲击特性。     

轴向过载对固体火箭发动机前封头绝热层烧蚀的影响

研究了固体火箭发动机内绝热层在飞行速度条件下的炭化烧蚀特性。用烧蚀发动机的旋转实验装置上,对ＮＢＲ和ＥＰＤＭ绝热层试件进行了烧蚀实验。在加速度７０ｇ、压强５ＭＰａ、时间１０ｓ条件下,绝热层平均炭化烧蚀率增大系数小于１．７。实验结果可用为发动机绝热层设计的依据。     

论加速可靠性增长试验(Ⅲ)分组数据的图方法

基于Arrhenius－幂律模型，给出了分析恒定应力加速可靠性增长试验分组数据的图方法。它们包括：增长趋势、幂律模型的拟合优度、相同故障机理及拟合加速方法的图检验；幂律模型参数、加速方程系数、加速系数、激活能及正常与加速应用水平下MTBF的图估计，并用实例说明这些方法。     

非对称大膨胀比喷管研究

通过风洞试验研究了平面二维非对称大量膨胀比喷管跨声速飞行时的喷管特性。研究表明，无二次流的基准喷管在试验压比下，膨胀面气流严重分离，轴向力推力系数Cfx仅为0．29－0．58。带二次流的喷管试验显示，二次流能有效地抑制管膨胀面气流的分离，改善喷管的总体性能。恰当地选择二次流气动参数，喷管的Cfx可以增加至0．97左右，最大流量系数接近0．99。在试验的条件下，最佳的二次流相对喉道高度约为0．25。