军用飞机结构耐久性严重谱编制与应用研究进展

耐久性载荷谱是进行飞机结构耐久性设计、分析和试验的前提,是飞机结构耐久性研究的核心问题之一。美国空、海军联合使用规范指南JSSG-2006和中国国军标GJB 67.6A-2008均建议采用“耐久性严重谱”进行飞机结构定延寿,严重谱具有诸多优点,是目前国内外载荷谱编制研究的热点。本文以标准、规范要求为指引,以服务型号研制为目标,对国内外军用飞机结构耐久性严重谱编制和应用技术现状进行了系统总结。首先,阐述了严重谱的概念,总结了国内外军用飞机结构定延寿采用的2类载荷谱和分散系数取值,介绍了严重谱严重程度确定方法研究现状;然后,概述了国内外提出和发展的严重谱编制方法及耐久性严重谱在型号定延寿中的应用;最后,指出了当前严重谱编制与应用技术的难点和发展趋势,为严重谱编制与应用技术的发展提供参考。     

再人飞行器脉动压力环境的分析与预测

本文分析了机动再入飞行器因非定常空气动力流动引起的物面脉动压力环境,并根据高超声速无粘流计算的表面压力分布,给出了一套预测各种脉动压力环境统计特性的工程计算公式。算例表明,预测的均方根脉动压力、功率谱密度和交叉功率谱密度与实验值是一致的。     

再入返回器极端热载荷预测方法

为快速预测返回过程再入器的极端气动热载荷情况,文章以充气式再入器为研究对象,基于动力学运动方程及Kemp-riddell气动热工程公式,采用龙格-库塔方法开展了136组工况的返回过程数值计算,获得了充气式再入系统返回过程的轨迹弹道与驻点热流密度变化情况,研究了驻点热流密度峰值和峰值出现高度与弹道系数、球头半径及再入角度的关系,发现驻点热流密度随弹道系数、再入角度的增加而增加、与球头半径的二次方成反比;但极端热载荷出现高度随弹道系数增加而降低,与球头半径和再入角度无关。文章提出了航天器以第一宇宙速度返回再入时极端热载荷的工程经验公式,采用公式对飞船返回舱、返回式卫星的极端热载荷进行预测,所得结果和试验数据基本一致,表明该预测公式具有较高的准确性和较好的通用性。文章的预测方法适用于再入返回器的设计初期阶段,可快速预测返回器再入过程的极端气动热载荷,满足气动热估算需求,为再入器气动热防护方案的选择提供支持与参考。     

粗糙表面轮廓谱的耦合性分析

双谱估计是分析随机信号的二次相位耦合、非线性、非对称性等特征的有效方法，但存在计算量庞大，估计精度较差，显示不够直观等缺点。本文提出了一种改进的对角线切片谱分析方法，并把它用于粗糙表面轮廓的非线性和耦合性特征分析。通过理论仿真研究和实验分析，结果表明这种方法简单、合理，而且有可能揭示加工过程中引起表面粗糙度间距和高度参数变化的原因。     

随机路面激励下车载无人机的载荷响应与仿真

建立了五自由度的车载无人机的振动系统在随机路面激励下的数学模型，并获得路面不平度双激励下的功率谱矩阵，运用功率谱密度法求得频域上的频响特性和加速度的均方值。由路面功率谱反推路面不平度的方法，对A、B、C和D4个国家等级路面不平度交替冲击的复杂情况进行了时域模拟，运用MAT-LAB的Simulink工具，仿真了无人机在一次运载任务剖面中的载荷响应。     

星箭分离减冲击环结构优化设计

针对星箭分离过程,建立了减冲击环结构模型,并分析了该结构的减冲原理。利用冲击响应谱的时域合成算法计算获得符合冲击谱规范的时域载荷,并以此作为结构优化设计中动力学模型的输入载荷工况。以减冲击环的连续层数、单层支撑块数、连续层厚度、支撑块层高度以及环的外半径和内半径6个结构参数为设计变量,以减冲效果和结构强度、刚度为约束,以质量最轻为目标,建立减冲击环的结构优化设计模型,这是一包含离散变量和连续变量的混合优化问题。为了在跨平台下求解该混合优化问题,采用代理模型策略和自适应模拟退火算法求解,并在最优点处开展结构性能对设计变量的敏度计算,对计算结果进行了分析评估。本研究对强冲击动力学环境下的航天器结构分析与设计有一定的指导意义。     

基于李群谱配点法的卫星姿态仿真

为了提高卫星姿态控制系统仿真的精度、可信性和长时间稳定性,提出了一种基于李群谱配点法的卫星姿态仿真方法。对于李群上动力学系统的仿真,李群谱配点法具有独特的优势,不仅能很好地保持系统的几何结构,而且具有几何收敛性。主要结合李群算法和谱方法各自的优势,给出了几何动力学与控制系统李群谱配点法的构造方法并将该算法应用于欠驱动卫星系统的姿态控制系统仿真中。     

水下齐射扰动特性

围绕水下垂直齐射伴随的多相传热传质流动以及运动耦合过程,建立涵盖多相流动、细长体运动以及适配模块变形载荷等在内的数值计算模型,对齐射扰动特性进行研究分析。结果表明:受流体载荷、适配模块变形载荷影响,细长体离筒横向位移和姿态等发生变化,在弹体轴向运动2倍弹长的发射过程中,齐射弹道横向位移可达01倍弹长,横向姿态角达到7°。此外,首发细长体发射后水倒灌及筒口气泡溢出过程对次发细长体发射时的筒口气泡形态和载荷状态产生显著影响,进而也会对其弹道产生干扰,在考察状态下,首发弹体与次发弹体离筒时横向角差异为01°,横向角速度差异达到75 (°)/s。     

基于Kriging代理模型的锥柱形膜片屈曲载荷计算

基于Kriging代理模型,建立了一种考虑膜片半径与厚度、锥段高度与角度等典型结构特征的计算屈曲载荷的工程方法,并选取典型样本点对模型进行了数值验证.结果表明:基于Cubic相关函数建立的Kriging代理模型预测未知样本点屈曲载荷误差控制在5%以内,较常用的Gauss相关函数更适合建立锥柱形膜片屈曲载荷的Kriging代理模型;此代理模型能准确计算未知样本点的屈曲载荷,减少了繁杂的有限元建模与计算过程;根据设定的屈曲载荷,代理模型可计算各典型特征的参数值,并可作为锥柱形膜片结构优化设计的约束函数或目标函数.      

某APU 负载压气机可调进口导叶失效机理研究

针对某APU负载压气机可调进口导叶疲劳失效故障开展了故障原因分析,采用定常与非定常方法研究了工作角度变化对导叶稳态与交变气动载荷的影响规律,并在此基础上对导叶稳态应力和振动应力进行计算分析及测试验证。结果表明:可调进口导叶执行装置的"活塞杆"与"接耳"装配不到位,导叶角度严重偏离正常值,使得气动交变载荷显著增大,振动应力过大,从而导致导叶短时间内疲劳失效;导叶角度偏离提高了叶片的稳态应力水平,加剧了导叶的失效进程。建议完善相应的装配工艺,适当增大叶根圆角,以降低叶根的应力水平。