一种气动式冲击响应谱试验系统的设计与分析

大多数航天器单机产品都要求进行冲击响应谱试验,试验量级普遍为1000g~2000g,甚至超过3000g。对于较大质量(如50 kg以上)产品高量级的冲击试验,振动台、传统的摆锤式或跌落式冲击试验台均很难满足相关要求。文章研究并设计了一套能够进行大质量受试产品高量级冲击响应谱试验的气动冲击试验系统。该系统利用压缩空气瞬间释放膨胀推动质量块加速撞击具有多阶固有频率的谐振板,通过谐振板被激起的响应模拟复杂的衰减正弦波。测试结果表明,系统空载时冲击谱量级达8000g,负载200 kg时可达5000g,时域曲线为振荡衰减波,持续时间小于10 ms。文章提出的气动式冲击响应谱试验系统设计方法可为此类冲击试验系统的设计提供参考和理论依据。     

空间模拟碎片释放装置技术方案

为配合空间碎片主动清除技术的演示验证试验,提出了一种空间模拟碎片释放装置的技术方案:由模拟碎片及分离解锁装置组成。模拟碎片不具备任何合作特征,最初通过压紧杆与分离解锁装置相连,释放时由火工切割器切断压紧杆,模拟碎片在压缩弹簧的驱动下与分离解锁装置分离。最后,通过静载、模态、运动特性分析及分离解锁试验验证了该释放装置设计的正确性。     

提高航天器结构试验验证效费比的策略

面临市场竞争所带来的经费、周期、人力等压力,如何提高航天器结构试验验证的效费比成为热点问题。文章指出提高试验验证效费比的前提是要充分理解试验的目的、类型、责任,把试验验证视为设计与产品质量保证的有效手段;进一步提出从提高设计质量、权衡过程控制与检验试验的成本、理解失效模式、设计针对性的验证、同步规划设计与验证6方面构建高效费比的试验验证策略。     

旋转弹气动力建模与飞行轨迹仿真

运用一种自回归滑动平均(ARMA)的时域气动力建模方法,以计算流体力学与刚体动力学(CFD/RBD)耦合仿真的输出结果为样本,对旋转弹的非定常气动力进行建模。利用建立的气动力模型与刚体动力学方程求解模块耦合,实现了旋转弹轨迹的快速仿真,并讨论了不同的建模方式对仿真精度的影响。算例结果表明:采用气动力模型与刚体动力学方程耦合仿真技术可以在不同初始发射条件下进行旋转弹飞行姿态与运动轨迹预测,且与CFD/RBD仿真结果吻合较好,证明ARMA气动力建模方法可以在保证旋转弹轨迹预测精度的同时大幅缩短仿真时间,节省计算资源。     

航空发动机进气支板电热防冰试验

为了研究电加热防冰的效果,开展了小型航空发动机进气支板的电加热防冰试验。结合该型号发动机进气支板的结构特点,设计了3种电热防冰加热布置方式,分别在支板沿轴向的不同位置采用1~3个电加热棒作为防冰热源。通过模拟不同的发动机进气结冰环境参数和电加热功率,在冰风洞中对3种电加热方式进行了防冰试验研究。通过布置在支板外表面的温度测点记录了防冰过程中支板表面的瞬态温度变化,分析了支板防冰过程中表面温度的变化特点。防冰试验研究了热源总功率、热源布置方式、液态水含量以及来流温度对支板防冰性能的影响。试验结果表明,合理的电加热方式可以取得较好的防冰效果,同时避免支板后部的溢流水结冰。     

橡胶减振垫在航天器中的应用及验证

文章针对某航天器振动试验过程中出现的自锁阀及其安装支架振动响应放大问题,提出了一种采用橡胶减振垫的解决措施,给出了增加减振垫后设备安装的刚度模型及其分析,并通过振动试验验证了这种方法的有效性。试验结果表明:采用橡胶减振垫可以较好地解决部分航天器上仪器设备在振动环境条件下响应超标的问题,措施简单有效,满足使用要求,具有一定的推广应用价值。     

无人机栖落机动建模与轨迹优化

对固定翼无人飞行器栖落机动的纵向运动进行了气动特性建模与轨迹优化设计。通过运动捕捉系统测量获得试验滑翔机实时飞行数据,并结合统计学原理和平板气动理论建立了气动模型和动力学模型。针对所建立的模型采用GPOPS优化工具箱设计了栖落机动标称轨迹。优化结果表明,不同初始速度条件下执行栖落机动的空间需求不同,但最终都可以实现以相同的栖落速度落到同一位置。     

航空发动机高温包覆热电偶研制

为实现高温条件下发动机内部部件的温度测试,研制了1种耐温1500℃的高温包覆热电偶。通过对其进行结构设计、材料选取、包覆工艺的研究,确定了1500℃高温包覆热电偶的材料及制作方法。通过耐高温试验、绝缘电阻试验、相容性试验及检定校准与验证,证明了1500℃高温包覆热电偶的发动机测温工程实用性。将包覆热电偶使用温度提高到1500℃,可以部分代替铠装热电偶,解决发动机内部一些高温部件和复杂结构细径铠装热电偶无法测量的难题。     

转子系统不平衡故障的再现方法浅析

针对转子系统不平衡特征再现设计问题,提出1种基于动力学相似关系的模型再现方法。根据转子系统的振动微分方程,通过积分模拟法和量纲分析法建立转子系统中转轴、转盘、弹性支承和不平衡量的相似关系。根据相似关系,设计了原型不平衡转子系统的动力学相似模型,利用有限元方法仿真验证了所得相似关系的正确性。试验采用最小二乘三点法识别原型与模型不平衡转子试验台的不平衡量,给出再现原型不平衡特征的过程,验证了不平衡特征再现设计方法的有效性。总结了基于动力学相似关系的转子系统不平衡特征再现设计方法。     

基于能力验证的武装直升机飞行品质试飞设计与评估

依据作战任务和使用要求进行基于能力验证的试飞设计与评估是适应新的军事变革背景下航空武器装备试验工作转型的重要方向。为了探索基于能力的航空装备试验鉴定模式,以某型武装直升机为研究对象,根据其作战使命任务要求和作战能力,开展试飞设计、试飞结果分析及飞行品质等级评定等研究,提出基于作战能力验证的武装直升机飞行品质试飞设计思路和方法,并给出有效的试飞结果评估方式。所获得的试飞结果真实体现了武装直升机贴地突防和机动规避等能力,该试飞设计思路和试飞方法可以指导后续军用直升机的试飞设计工作。