导弹弹射系统中缓冲制动锥的轴向冲击特性

针对壁厚线性变化制动锥的冲击力学特性,基于轴压力学模型,提出了等效速度概念,在综合考虑材料应变强化和应变率效应的条件下,按等效壁厚、等效速度条件下的分段能量等效原理得到了制动锥轴向冲击力学模型,并采用理论分析、有限元计算和实验研究相结合的方式研究了弹射系统中缓冲制动锥的冲击皱褶形成形态、冲击压缩量和缓冲力学特性,3种方法得到的结果基本一致,验证了所提模型的正确。所提出的制动锥轴向冲击力学模型可为制动锥的初步设计、实验规划以及武器系统的发射动力学分析提供参考。     

基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计

针对大口径高分辨率相机对卫星平台结构、安装包络、振动环境等方面的要求,提出了一种基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计与分析方法。通过在卫星平台与载荷安装基板之间的一体化结构中增加柔性连接单元,利用系统刚度和能量耦合的原理对一体化结构平台的系统性能进行设计和仿真分析,并在此基础上,开展了平台载荷一体化结构地面模拟试验研究。结果表明：文章提出的基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计在满足载荷安装要求的同时,还能够将卫星平台传递至载荷基板的振动响应衰减80%以上,从而有效地确保载荷的主要性能。     

剪切载荷作用下碳/环复合材料层压板的损伤扩展特性

本文对含中心穿透裂纹的碳/环复合材料层压板在剪切载荷作用下的损伤扩展规律进行了研究。通过对以[±45/O_6]_s、[(±45)_3/O_2]_s、[O/±45/O]_s和[90/±45/90]_s四种层压板为主的多种层压板进行试验研究和理论计算,对工程上常用的以O°、±45°、90°三种铺层构成的各种π/4层压板在含裂纹时的板内应力分布、裂纹扩展方向、断裂机理和含裂纹时的极限强度(剩余强度)进行了分析。试件由T300/648E制成。研究表明,铺层组分比例的不同对裂纹的扩展方向和含裂纹层压板的极限强度有较大的影响。本文在探讨损伤扩展规律的基础上,也为工程应用提供了有意义的结果。     

考虑前屈曲几何非线性影响的结构稳定性分析

本文采用有限元法分析考虑前屈曲几何非线性影响的结构稳定性。应用伴有线性搜索和各种牛顿型解法的组合弧长法可以顺利地描述包含有极值点的载荷一位移曲线,与此同时,若在加载点处计算结构刚度矩阵的行列式值、临界载荷因子和特性刚度参数等值,则可根据稳定准则,通过插值确定临界点的位置。从而为研究复杂结构稳定性提供简便而有效的方法。     

复合材料层合板受低速冲击后的力学性能的实验研究

利用落锤装置，对玻纤／环氧和碳纤／环氧两种复合材料层合板进行了低速低能量的冲击实验研究。利用传感器技术记录了落锤冲击试样过程中的速度曲线，计算了冲击动能和材料损伤时的能量吸收，通过数学处理得到了冲击载荷和冲击点位移曲线。测量了层合板受冲击后的剩余弯曲强度和剩余弯曲弹性模量，得出了两种复合材料层合板的能量吸收门槛值。结果表明，碳纤／环氧的能量吸收门榄值比玻纤／环氧低，但是前者有较宽的能量吸收容限。和     

飞行振动环境随机试验模拟的载荷等效

研究飞行振动环境载荷地面试验模拟的等效性问题。基于模态质量的振型叠加方法应用于结构随机振动的响应分析,导出了随机振动载荷等效的一般表达式。针对小阻尼稀疏模态结构,得出了随机振动载荷等效的一种工程设计方法,并通过数值模拟验证了方法的可行性。     

分离螺母的关键设计参数分析

分离螺母是一种火工连接分离装置，用于卫星和火箭的分离机构。本文介绍了分离螺母的作用原理，对燃气压力，支撑角，螺纹角和载荷的关系进行了分析，在螺栓载荷和设计约束条件一定的情况下，改变分离的支撑角可引起轴向和径向载荷的变化，从而影响分离螺母的分离能力，为保证分离螺母正常工作并有合适的裕度，应合理设计支撑的大小。     

谐振板式大型试件冲击谱模拟技术研究

通过对试验室现有谐振板冲击模拟装置的研究和分析,采用在谐振板的一端增加千斤顶的方法,设计出了较大试件的谐振板冲击谱模拟装置,并对该装置进行了一系列的研究和分析。文章利用一个夹具和配重共117kg的试件,对该装置进行试验调试,得出了两种满足常用冲击谱试验条件的结果。经研究表明,这种装置可用于150kg以下的大型试件的冲击谱模拟试验,具有一定的工程实用价值。     

战术导弹固体火箭发动机补偿垫点火冲击动态过程的实验研究

补偿垫是自由装填式固体火箭发动机(SRM)中的一个重要部件。基于X射线实时荧屏分析系统(RTR),对战术导弹固体火箭发动机内补偿垫在点火冲击作用下的动态运动过程进行了实时监测,利用MATLAB软件对截取的连续图像进行了增强、滤波处理,并提取边界,获得补偿垫压缩及反弹过程。结果表明,补偿垫最大压缩量达到42.2%,平均压缩速率为514.9 mm/s,平均反弹速率为44.4 mm/s;压缩量在37.0%~42.2%之间存在一个临界值,大于临界值时,补偿垫弹性模量急剧升高。研究结果可为药柱及包覆层的力学性能设计提供参考。     

基于弹簧系统网格变形方法的旋翼气弹耦合分析

在旋翼气动弹性耦合（CFD/CSD）分析中引入弹簧系统网格变形方法,建立了一套适合于旋翼气动载荷分析的CFD/CSD耦合方法。为了解决CFD/CSD耦合中关键的网格变形问题,旋翼桨叶贴体网格变形采用基于“ball-vertex” 弹簧系统的动态网格方法,通过添加冗余约束,避免了畸形网格单元的产生。旋翼流场计算采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD模块,对基于运动嵌套网格 的空间流场进行求解,湍流模型采用B-L模型。结构分析采用基于中等变形梁理论的CSD模块,基于Hamilton变分原理建立旋翼桨叶动力学方程。首先对振荡NACA0012翼型的流场进行了求解,验证了网格变形模块和CFD模块的有效性,然后采用UH-60A直升机旋翼作为算例对结构动力学模块进行数值验证。在此基础上,计算了UH-60A直升机旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动载荷,并与飞行测试数据进行了对比。计算结果表明,文中的弹簧系统网格变形方 法可以有效地用于旋翼CFD/CSD耦合计算分析,提高了旋翼气弹载荷的预测精度。