飞行器设备缓冲支架设计研究

火箭在点火、发射、分离等时刻会受到冲击激励,影响箭上设备的正常工作,甚至造成设备损坏。因此,针对箭上设备进行相应的缓冲设计研究十分必要。提出了较为新颖和高效的设计思路,采用产品设计与缓冲试验仿真预示迭代进行,最终运用试验验证的设计流程,大大缩减了设计周期和设计经费;同时,首次提出采用半正弦冲击等效冲击响应谱进行冲击仿真的试验预示技术,并通过试验验证了该仿真技术的有效性。形成的设计思路和设计流程对产品设计具有较高的经济效益和社会价值。     

快响应PSP技术用于高超声速圆柱绕流的非定常压力测量

压敏涂料(PSP)技术是飞行器风洞实验大面积定量测压和流动显示的重要工具。为了发展非定常流动压力测量和脉冲风洞中全局压力测量能力,航天空气动力技术研究院开发了快速响应压敏涂料技术,与中科院化学所共同合作开发的压敏涂料采用PtTFPP作为发光基团,稳定性较强,持续光照下发光强度衰减为1.5%/h。采用自主研制的静态标定设备在标定腔内测量不同温度和压力条件下20mm×20mm涂料样片的表面发光强度来确定涂料的压力响应特性和Stern-Volmer公式,并设计制作了2套快响应时间动态标定设备,测得涂料典型响应时间在0.2ms。在中国航天空气动力技术研究院FD-03高超声速风洞中对平板圆柱装置进行了Ma=5的 PSP 试验,利用高速相机采集图像数据后,经过批量数据处理,采集频率为250Hz,得到了间隔时间4ms 的连续压力场数据。结合纹影图像和油流图对得到的PSP结果进行了分析,利用同时采集的测压孔数据对PSP 结果进行了比较。试验结果表明,快响应PSP技术可以更详细地显示流场结构,并能同时得到很好的定量压力数据。     

基于位移等效的复合道面PCN计算方法

为了对复合道面承载力进行合理的评估,研究了 现行规范中复合道面等级号(Pavement classification number,PCN)计算方法,分析场道承载力的影响因素,确定了进行厚度折算的位 移等效原则。通过设计正交试验,经大量有限元试算,回归得到了复合道面厚度折算公式, 最后就各因素对厚度折算的影响规律进行了讨论。结果表明：复合道面PCN计算时,可按位 移等效原则将复合道面简化为一当量厚度的单层刚性板;道面混凝土厚度是影响PCN计算结 果的最关键因素。不同厚度折算计算方法会导致计算的PCN值差异较大;沥青混凝土厚度对 厚度折算结果的影响最为显著。     

张力腿漂浮式风力机的运动响应计算

漂浮式风力机与近海桩基式风力机、陆上风力机差异很大,特别是漂浮平台设计复杂,对仿真工具要求更高。海上风力机除受气动载荷之外,还需进一步考虑海洋环境所施加的各种其他载荷。采用自由涡尾迹方法计算风力机气动性能,分别采用线性波和PM频谱模拟波浪运动并应用Morison方程计算波浪载荷。构建张力腿漂浮平台结构动力学方程,以气动载荷和波浪载荷为激励,得到平台响应,并反馈至气动计算,从而完成气动、结构和水动的耦合计算。最后以大型风力机NH1500为例,对张力腿式海上风力机进行仿真模拟,对比分析来流风速、浪高和波浪入流角对漂浮平台运动和风力机气动性能的影响,采用PM频谱模拟真实海况并计算漂浮式风力机动态响应,为漂浮式风力机设计提供了依据。     

高温结构可靠性分析的时变响应面法

高温条件下结构的本构方程和承载能力都随时间变化,传统的结构可靠性模型在分析这种时变结构可靠性问题时效率较低.提出一种可用于高温结构可靠性分析的热响应与响应量阈值均随时间变化的时变响应面法.首先,通过引入结构各基本变量与时间的交叉二次函数并结合Box-Behnken试验设计建立结构热响应量的时变模型;进而,以温度为中间变量,建立结构响应量阈值与时间的函数关系,据此得到用随机过程表示的时变极限状态函数.具体给出了基本变量服从正态分布情形下的结构时变可靠度计算方法.算例分析表明该方法切实可行,能够在保证计算精度的基础上大幅提高计算效率.      

模态法辨识针刺C/ C 复合材料弹性模量

针对传统方法测量C/ C 复合材料弹性模量精度差问题,提出了一种利用模态试验辨识材料弹性 模量的新方法。数值仿真结果表明板件材料振动频率与弹性模量之间存在模糊对应关系,利用此关系采用二 分法及二阶响应面近似模型对材料弹性模量进行辨识,并分别利用各向同性薄壁板件及正交各向异性薄壁板 件对此方法进行验证,计算结果误差最大为16. 67%,最小仅为0. 5%,表明该方法准确有效。最后将其应用于 针刺C/ C 复合材料,获得了其弹性模量。仿真及试验结果均表明该方法无损、高效且准确度高。     

平方阻尼在非线性缓冲系统中的作用

本文讨论平方阻尼(以参数a表征)在图(1)所示的缓冲系统中的作用,结果表明:平方阻尼对于降低相对位移峰值d_m总有良好的效果,但不一定降低加速度峰值a_m。在一定速度冲击V下,系统的平方阻尼有两种最佳值,使a_m最小的a_(am)和使缓冲效率γ最高的a_(cm),而平方阻尼最佳条件依赖于系统的缓冲弹簧的刚度变化类型: (1)线性弹簧情况:a_(am)=a_(cm),最佳条件为系统在首程中均匀减速; (2)渐硬弹簧情况:a_(am)=a_(cm),最佳条件为系统在首程中初始和终末加速度相等即; aV~2=ω_0~2q(dm) (3)渐软弹簧情况:a_(cm)>a_(am)。 本文的基础是所谓“首程显峰”,假定即系统在速度冲击V下的响应峰值d_m和a_m出现在第一行程中。当平方阻尼值不太小,缓冲弹簧刚度特性接近反对称时,该假定成立。     

直升机阵风响应缓和控制律设计

本文提出直升机抑制阵风扰动的最优控制律设计方法。优化性能指标要求在阵风扰动下驾驶员处法向过载、飞机姿态变化、以及控制信号能量损耗最小。最终所综合的系统工程实现简便,只需在直升机姿态控制系统基础上增加垂直升降速率反馈通道即可。为跟踪90年代采用高级语言开发飞控应用软件的总趋势,本文使用C语言对优化控制律进行编程。数模混合仿真表明,控制律优化及数字化实现的效果是令人满意的。     

三相谐振直流环节逆变器的控制策略

本文针对三相谐振直流环节逆变器提出了三种电流调节方案,并对这三种调节方案进行了分析比较。电流调节△调制方案是零滞环的,它使得三相电流总是流向正确的方向,具有良好的动态特性,但谐波特性较差;相邻模态电流调制方案使逆变器在相邻的开关模态或零开关模态之间进行切换,谐波特性很好,动态特性不够好,而滞环控制电流调制器根据逆变器的实际情况选择开关模态(包括零模态),具有良好的动态特性和谐波特性,适用于三相谐振直流环节逆变器。文中给出了三种方案下的仿真波形,仿真结果的比较也于文后给出。     

大机动飞行中孤立旋翼的非定常空气动力模型

为提高旋翼他轴响应的预测,气动模型应当计入机动旋翼的尾迹畸变效应,而准确表示尾迹弯曲参数Kn是关键。为表达机动导致的各种效应,增广Peters-He有限状态尾迹模型可以吸收随飞行状态变化的Kn值。根据烟流实验,该参数随旋翼前飞速度、拉力和机动角速率而变化。旋翼的空气动力实验表明,旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大。理论和实验结果的对比显示,为了正确计算机动飞行中的旋翼气动力,特别是操纵的他轴响应,应在模型中采用随状态变化的尾迹弯曲参数Kn。此外,在当前模型基础上联合动态尾迹畸变模型,计算出的旋翼力和力矩更接近试验数据。