刀具材料对运载火箭叠层厚板高速制孔影响的实验研究

针对当前厚度大于10mm的运载火箭铝合金叠层板在高速制孔过程中存在的钻头折断、噪音、毛刺等问题,开展了刀具材料对运载火箭叠层厚板钻孔影响的实验研究。从孔径、毛刺和切削力等方面分析含钴高速钢、硬质合金和涂层硬质合金3种刀具材料对制孔的影响。结果表明:相比于硬质合金钻头,含钴高速钢麻花钻尽管钻削力较高,但具有钻孔数量多、产生的毛刺高度小、出入口较为光整、细小毛刺少、刀具发生磨损而不断裂等优点,因此,更适合进行2219铝合金叠层厚板的制孔。     

超低轨航天器气动特性快速预测的试验粒子Monte Carlo方法

超低轨(LEO)卫星气动特性的快速准确计算是对其进行轨道预测和控制的关键输入条件。基于真空技术领域中计算管道分子流率的试验粒子Monte Carlo(TPMC)方法,结合自由分子流理论,发展了一套快速准确预测低轨卫星气动特性的TPMC方法,给出了其模拟步骤及主要关键技术点,并采用该方法模拟了带电池翼超低轨卫星的气动特性和航天器典型构件之间的多次反射效应。结果表明:TPMC方法在计算超低轨航天器气动力、力矩时具有较高的可靠性和对工程复杂外形的适用性;该方法能够准确模拟自由分子流理论无法求解的多次反射问题,给出正确的气动力系数;该方法的计算速度比直接模拟Monte Carlo(DSMC)快3~4个量级,存储量要求也比后者低1~2个量级,是超低轨航天器气动特性快速准确预测的一个理想方法。     

导光板激光刻蚀工艺参数的研究

基于激光刻蚀方法对导光板面板漆层的加工工艺进行研究,分析了激光束能量和光斑大小、激光刻蚀次数、加工距离精度对漆层刻蚀效果的影响。通过验证表明,采用激光刻蚀方法可实现导光板面板表面标记和字符的准确复刻修理。     

带加热偏流的声衬对热声不稳定性的控制方法

通过实验方法研究了热声不稳定性极其被动控制方法。搭建了水平放置的Rijke管热声不稳定性实验装置,采用电加热的热丝作为热源。实验中发现加热功率及加热丝前后空气的温度比对热声不稳定性的发声强度有着一定的影响。实验中尝试了采用背腔和穿孔板结构的声衬对热声不稳定性进行控制。其中背腔中可以通入偏流空气,且偏流空气的流量、温度均可以调节。实验发现:背腔中通入偏流空气可以增强对不稳定性的抑制效果,且随偏流速的增加,控制效果变好。此外,发现提高偏流空气的温度对提高声衬对热声不稳定性的控制效果作用不明显。      

气囊硬度对固化后帽型长桁厚度的影响

为满足宽体客机机身轻质高强的要求,机身复合材料蒙皮需要长桁的支撑以提高复合材料壁板的刚度。为获得厚度均匀性良好的帽型长桁加筋壁板,对帽型长桁加筋壁板成型工艺中真空袋囊芯模的方法进行了改进,提出了一种硅橡胶囊芯模与真空袋囊芯模相结合的方法,获得了厚度均匀性良好的帽型长桁壁板,满足机身复合材料帽型长桁-蒙皮共固化成型时尺寸精度的要求。利用有限元仿真方法,研究了硅橡胶囊芯模截面尺寸、硅橡胶材料属性对长桁厚度均匀性的影响,结果发现所用硅橡胶囊芯模硬度越大,长桁尺寸均匀性越差。不同条件下所得长桁厚度对理论分析的准确性进行了验证。考虑硅橡胶硬度对长桁尺寸均匀性及工艺操作性的影响,最终选定所用硅橡胶气囊硬度为50HA,所得蒙皮-长桁实际测量的平均厚度与理论厚度偏差小于6%,细观分析发现蒙皮-长桁连接处纤维走向没有发生变形。     

外涵调节对中介机匣性能影响的试验研究

以涡扇发动机中介机匣为研究对象,采用插入式堵塞调节环作为外涵调节装置,开展了不同外涵堵塞比下中介机匣性能的试验研究,分析了外涵调节对中介机匣进出口总压恢复系数、支板尾迹和涵道比的影响。结果表明:随着外涵流量的降低,外涵气体流动损失与附面层效应所占压力损失比重逐渐减小,而调节环对外涵流场的扰动造成的压力损失所占比重逐渐增加;堵塞调节环对内涵压力分布与压力损失基本无影响;堵塞调节环实现外涵流量与涵道比调节的同时,也改变了外涵压力的径向分布;由于堵塞调节环的影响,支板尾迹无法单纯地反映支板后径向压力的分布;几何涵道比大于0.388时,进口马赫数增大,外涵流量比重减小;几何涵道比小于0.243时,进口马赫数增大,外涵流量比重增大。     

搓板阻塞探测器的改进

介绍了一种新型的搓板阻塞探测器,其工作原理为:利用光电传感器探测搓板后边的烟支流传递是否正常,便知搓板是否被阻塞。因原来的搓板阻塞是通过探测搓板后鼓内的负压与大气压的差值来判别的,而鼓内的负压易受系统负压干扰,对气路的畅通与否影响大,所以工作不稳定。改进后系统的稳定性更可靠了,并且易于维护。     

某型无人机主起落架缓冲器设计及仿真分析

根据某型无人机总体方案的设计要求在初步设计出的起落架缓冲器结构与缓冲器主要初始充填参数的基础上,利用MSC公司开发的虚拟样机技术软件ADAMS建立起该型号无人机的主起落架缓冲器数值模型,对模型进行了仿真分析,将仿真结果与经验公式计算值进行比较,两者一致性较好,表明模型建立比较准确。接着依据缓冲器优化准则通过仿真测试对影响起落架缓冲性能较大的阻尼油孔进行优化设计,在有效提高缓冲器缓冲效率的基础上,得到了最佳的阻尼油孔面积。为我国在无人机起落架设计中应用虚拟样机技术提供了方法参考。     

基于等效板模型的弹翼颤振分析

 基于等效板模型发展了一种适用于导弹翼面的动力学和颤振分析方法。在等效板建模过程中,使用简单多项式定义翼面的几何、结构和位移,利用人工弹簧近似边界条件,通过全局Ritz法得到刚度和质量矩阵的解析表达形式,通过特征值问题的求解得到翼面的固有频率和振型。通过频率和模态的初步比较发现,利用该方法得到的弹翼动力学特性与通过有限元方法得到的结果一致。然后利用这两组模态进行弹翼的颤振分析,通过对比发现,两种方法的颤振分析结果吻合,这也进一步验证了等效板方法在弹翼动力学分析方面的准确性。等效板方法为弹翼初步设计阶段的快速建模提供了一种有效工具。     

高弹性橡胶夹层结构封严板分析方法

飞机活动面缝隙采用封严结构可以有效提升隐身性能。本文提出了一种橡胶夹层结构的封严板结构,对该封严板使用的橡胶材料进行了单轴、等双轴与平面拉伸试验。对常用的Mooney-Rivlin、二次多项式、Neo-Hookean、Yeoh和三次Ogden本构模型进行拟合分析,确定了二次多项式和三次Ogden形式的高弹性材料模型,在此基础上建立了封严板结构有限元模型并进行装配分析和气动载荷作用分析。最后通过试验验证了所选用的橡胶材料高弹性本构模型与橡胶夹层封严板结构仿真分析方法的正确性。