稳态高温环境下薄壁结构声疲劳分析与试验验证

针对高超声速飞行器和战术导弹薄壁结构热声疲劳问题,采用耦合的有限元/边界元法(FEM/BEM),对根部固支的GH188材料薄壁结构进行动力学响应计算。研究了不同温度场和不同声压级组合下,薄壁结构危险点位置处X方向应力响应规律。基于改进的雨流计数法绘制出结构应力响应的雨流循环矩阵(RFM)和雨流损伤矩阵(RFD),分别对应力循环和结构损伤程度进行分析。结合Morrow平均应力模型和Miner线性疲劳累积损伤理论对薄壁结构的疲劳寿命进行预估。通过热声疲劳试验对上述仿真结果进行验证,试验结果表明:数值仿真对结构破坏位置判断准确,高温环境中结构基频的计算值与试验值吻合,结构动力学响应计算结果与试验结果获得很好的一致性,结构疲劳寿命预估结果与试验结果处于同一量级,验证了稳态高温环境下薄壁板结构声疲劳分析的有效性。     

高超声速气动力/热/结构多场耦合分析

针对高超声速飞行器的气动力/热/结构多场耦合问题,根据各物理场的特征时间尺度与相互影响关系确定多场耦合计算策略,提出了适于工程应用的分析流程,并对不同物理场之间的数据交换方法进行分析,建立了耦合热弹性变形的流场数值模拟方法。以典型的高速全动舵面为例进行了多场耦合分析,分析结果表明,气动加热效应对结构弹性变形以及由此带来的气动力的变化非常显著。气动力/热/结构多场耦合的研究对于准确预测飞行性能、保障飞行安全性具有重要意义。     

超声速下栅格舵展开过程数值模拟

栅格舵从折叠到展开的过程中气动特性变化剧烈,对展开可靠性和导弹整体气动特性的影响都比较大。针对栅格舵这种复杂的构造形式,生成了带有棱柱层的非结构网格,再结合重叠网格技术对栅格舵导弹超声速绕流流场进行了数值模拟,计算结果与风洞试验结果吻合较好。在此基础上,对超声速下栅格舵动态展开过程的非定常流场进行了数值模拟,分析了栅格舵导弹动态气动特性的变化规律。     

方形截面导弹气动特性数值研究

文中为了研究方形截面导弹的气动特性,设计了舵面位于平面和舵面位于直角两种布局形式方形截面导弹,并通过CFD数值模拟方法分析比较了方形截面导弹和圆形截面导弹的气动特性。分析结果表明,方形截面导弹相比圆形截面导弹具有较大的法向力和横、侧向气动力,其中舵面位于平面布局与舵面位于直角布局的方形截面导弹相比较其横、侧向气动力要小一些。     

高超声速飞行器空气舵系统耦合特性分析及颤振抑制研究

为了预防高超声速飞行器空气舵系统流、固、热、电、磁等多物理场的耦合作用所引发颤振失稳开展颤振抑制研究,建立了将热环境下舵面结构动力特性、高超声速非定常气动力、舵机环节非线性动力学特性耦合起来的舵机-舵面耦合系统数学模型和颤振特性分析方法;对某舵系统进行了数值分析,研究了热环境、电动舵机设计参数以及指令信号幅值对颤振速度的影响,提出在舵机电流环加入超前滞后环节的颤振抑制措施。仿真结果表明,该方法能有效地提高舵系统的颤振速度。     

基于变结构控制的气动力/直接力切换控制设计

为了减小脉冲发动机工作时喷流与外流场对弹体和气动舵面产生的耦合作用,提高气动力／直接力复合控制系统的性能,文中提出一种气动力／直接力切换控制方案,即在导弹末端攻击目标时断开气动力控制回路,只用直接侧向力控制。采用变结构控制设计飞行控制系统,实现气动力与直接力的平滑切换。数字仿真结果表明该方法能有效地提高导弹自动驾驶仪的快速性、鲁棒性,减小直接力机构与气动舵面之间的操纵耦合,显著改善导弹的脱靶量。     

智能变形导弹虚拟飞行仿真技术

针对活动部件运动会使导弹飞行呈现耦合的多体动态特性,并引发气动力瞬变的问题,基于动量及动量矩定理,发展了一套适于变形导弹的多体运动模型。该模型以附加惯性项及快变气动参数的形式来反映气动力面变形对导弹动态特性的影响,涉及交叉求解不同气动外形对应的气动特性及运动方程。为此,开发了一套基于DATCOM在线计算与MATLAB/SIMULINK协同的虚拟飞行仿真系统,将其用于典型轴对称导弹的变形翼与折叠舵飞行仿真中。结果表明,所开发的虚拟飞行仿真系统快速有效,能够用于变形部件的自适应律设计,并揭示其对复杂动态的影响机理。     

高超声速飞行器舵面热颤振数值方法研究

建立一套可行的气动热、气动力、结构松耦合数值方法,利用商业软件ABAQUS二次开发接口DFLUX,编制热壁热流计算程序以考虑壁面温度的影响,分析舵面结构在气动加热环境中温度场分布及随飞行时间的变化;建立力热模型分析舵面模态和频率随气动加热的变化情况;应用商业软件ZAERO进行颤振分析,确定舵面气动弹性稳定性及颤振发生机理。     

格栅舵控制巡飞导弹纵向动态特性分析

为了研究某型采用格栅舵进行控制的巡飞导弹的纵向动态特性,分析了飞行时格栅舵偏转提供的控制力,采用小扰动线性化理论对气动力、气动力矩与运动方程进行了线性化,建立了纵向扰动运动方程组.选取巡飞初始状态为特征点,计算出该状态下各动力系数的值,由扰动运动方程组求得纵向自由扰动下各运动偏量的动态响应及以舵偏为输入的各偏量传递函数...     

传动间隙对舵面颤振的影响分析

针对一类超声速导弹小展弦比舵面的特点,忽略其弯曲方向的模态变化,当舵机／舵面系统旋转方向引入间隙非线性因素时,会使系统产生谐振和耦合颤振问题,因此,首先建立了舵机／舵面系统在模态试验和飞行状态下的单自由度非线性振动模型,通过渐近法求解这一自由度下间隙对系统的影响,以及预载和飞行速度抑制间隙的变化规律,为避免系统发生抖动和结构耦合颤振提供分析依据。     

复杂流场环境下导弹适配器分离仿真方法研究

以某箱式垂直发射导弹为背景,开展了导弹在考虑燃气流引射流场作用下的适配器分离仿真方法研究。利用燃气流仿真提取四组适配器在发射箱口的引射作用流场环境,并开展适配器风洞试验,获取在高风速(类引射流场)下的适配器气动参数。建立了导弹运动、适配器分离运动、翼面展开运动三个运动体的数学模型,采用三维实体运动干涉算法定量得到适配器分离过程与弹上关键部件:舵面、安定面、弹翼等的三维位置关系,分析了引射流场发射环境中的适配器分离规律,得到真实热发射流场下适配器的分离特性。     

电动舵系统驱动组件优化设计

电动舵系统以其独特优点广泛应用于导弹制导控制系统,随着导弹武器系统战术指标的提高．必须对电动舵系统的核心单元——驱动组件进行优化设计。由于负载高动态以及参数耦合,常规设计方法需要烦琐、反复的计算和仿真。论文分析了舵面的运动和负载特性,并进行等效处理,通过参数解耦,采用分步设计方法,以图解形式实现了电动舵系统驱动组件的可行性检验和最优化设计。提出的设计方法简便、直观、高效。     

偏转弹头导弹气动特性研究

利用计算流体力学(CFD)方法对偏转弹头控制导弹和鸭舵控制导弹在不同马赫数、攻角和控制面偏角等状态下的流场进行数值模拟,并对两者的阻力特性、升力特性和俯仰力矩特性等气动特性进行了比较分析。得出偏转弹头控制具有气动性能好、控制效率高、机动性强等特点,其控制效率随着马赫数的增加而增加,是导弹高速飞行过程中快速响应控制的理想方式。     

一种无人机多舵面同步时域分析方法

试验试飞是无人机科研的后期阶段,在无人机的试验过程中,对于舵面的试验是及其重要的,关系到无人机的飞行安全,目前,无人机的舵面时域分析试验中,需要逐一对每个舵面分别进行阶跃响应试验,耗费时间长,影响试验效率.对现有舵面时域分析方向进行改进,通过多舵面同步时域分析方法完成舵面阶跃响应.试验结果显示,在满足实验要求的前提下,实验时间复杂度降低了83％,提高了实验效率.     

新概念伸缩舵面机动弹头布局初步研究

提出了一种伸缩舵面机动弹头气动布局设计的新理念,避免了普通全动舵面布局方案中舵轴设计面临的严峻热环境和力环境等问题.初步研究了采用这类设计理念的多种机动弹头布局的气动特性,分析了伸缩舵面机动弹头布局的稳定和操纵特性,对采用这种理念设计得到的一种机动弹头布局的机动性能进行了仿真.结果表明,新的机动弹头有较强的机动性,可通过机动飞行增大突破敌方导弹防御体系的概率,并能明显增加射程.     

发动机斜喷流对某导弹气动特性影响研究

针对某导弹斜喷发动机点火时飞行姿态大幅抖动现象,通过CFD数值模拟研究斜喷流对气动特性影响.结果表明:随着发动机点火过程中燃烧室总压急剧增大,喷流与外流场相互作用形成了干扰力和干扰力矩.由于这种干扰效应的非线性特征,会引起控制系统的异常响应,导致弹体姿态大幅抖动.文中提供的计算方法及分析结论为同类导弹总体优化设计提供理论依据.     

高度机动导弹的协调转弯控制

某些正在发展的战术导弹的使命,要求该导弹具有很好的飞行灵活性,以便在发射后就能大幅度地而且迅速地改变航向。这样的灵活性已超出正常式“十字型”舵面的气动力操纵导弹的飞行迎角范围,这是因为气流的不对称性会引起太大的滚动力矩以及俯仰-偏航-滚动控制之间的耦合作用。协调转弯控制能使导弹飞行在较好的飞行方位上,因而获得最大的升力特性和最大的控制面效率,并且由于导弹的侧滑角为零,使气流的不对称性减至最小。为了迅速改变航向,要求很快的滚动角速度,这样,控制通道之间的耦合就成为影响稳定性的重要因素。本文针对一个典型的气动力操纵导弹,讨论了控制之间的去耦方法,以及各耦合项对稳定性的影响。     

鱼雷电机-艉轴系统振动与声辐射特性分析

采用结构有限元软件ANSYS和声学边界元软件SYSNOSIE,对鱼雷电机一艉轴系统振动与声学特性数值计算问题进行了研究,建立了带有电机和轴系装置的鱼雷部分舱段的FEM／BEN数学模型。计算了在电机支撑架为刚性支撑和弹性支撑2种情况下,流固耦合模型结构的振动模态以及基于模拟电机激励下的频响分析。获得了鱼雷结构振动响应特征参数。以振动频响分析计算结果作为声学边界条件,比较了2种情况下结构噪声向外辐射的能力。最后考虑了电机空气动力噪声和敷设吸声材料,采用直接边界元法,对鱼雷近场声学特性进行了计算,计算结果表明,用AN- SYS和SYSNOSIE软件能合理地对鱼雷振动及声学特性进行分析,为工程设计提供了有效的工具。     

导弹舵面螺钉可靠性分析

导弹舵面螺钉是连接导弹舵面和弹体的重要零件,若其失效将导致舵面的脱落,从而使导弹无法完成预定的任务。以一种导弹舵面螺钉为例,用改进一次二阶矩法对其可靠性进行计算,并用灵敏度矩阵就各随机变量对螺钉可靠性的影响程度进行灵敏度分析,找出影响舵面螺钉可靠性的主要因素。     

鸭式与正常式导弹滚转特性数值研究

为研究不同气动布局导弹滚转特性。采用三维雷诺平均N-S方程组,对正常式和鸭式布局导弹在非对称姿态流场进行数值模拟。研究了这两种布局形式的滚转力矩变化规律、翼剖面压力分布差异和舵翼面流动相互干扰等。经数值模拟表明,造成这两种布局在非对称姿态下舵面偏转进行滚转控制时不同布局导弹滚转特性差异的原因在于:舵面偏转后在翼面产生非对称洗流,导致翼面诱导滚转力矩不同所致。