航天器结构的静态和动态鉴定试验的设计

本文介绍航天器结构静态和动态鉴定试验设计的基本途径,同时介绍了设计这些试验的一种新方法。这个新方法,充分利用经过验证的结构有限元模型确定静态载荷或模态响应分布。这些分布用矩阵法计算,在最小平方误差的基础上使要求的内部载荷分布得到匹配。这个方法导出了一组实用的强制函数,并为进一步验证分析模型提供了依据。这个程序对各种结构型式具有通用性。     

“力型”对振动系统响应的影响分析

当振动系统确定后其响应取决于载荷.对于动态载荷,系统的响应不仅与载荷的持续时间及载荷最大值有关,而且与载荷随时间变化的形状有关.对于同一振动系统,载荷持续时间及最大值完全相同,响应也不一定相同,这决定于载荷上升时间(即“力型”),从理论上讨论了“力型”对振动系统响应的影响,并通过实例计算,证明了理论分析的正确性.其研究对火炮结构系统及载荷设计和响应分析具有指导意义.     

海盗动力学综述

海盗任务几乎具有国家航宇局任何一项任务所遇到的全部动力环境。这些动力载荷环境可包括为发射和助推、星际巡航、入轨、进入大气层和着陆。利用模态耦合有限元模型的瞬态载荷分析可得到这些环境的设计载荷。为了验证数学模型和证实载荷分析技术,拟制了试验计划。     

高超声速飞行器声载荷风洞试验方法

鉴于高超声速飞行器特有的外形布局和飞行状态限制,高超声速飞行器声载荷试验存在模型头部气动加热较强、弹舱内走线空间有限、弹翼声载荷测量难度较大等困境。针对这些难点问题逐一进行了分析研究,并提出相应解决方案,满足了试验的要求。通过风洞脉动压力试验,获得飞行器表面脉动压力系数分布、频谱特性、相干函数等重要衡量非定常载荷特性的参数,为高超声速飞行器结构设计提供数据支持。     

驱动桥主减速器锥齿轮载荷的确定

将样车测试的载荷谱转换为驱动桥承受的载荷谱,并对载荷谱进行分析,可知获取的驱动桥主减速器锥齿轮载荷谱服从三参数的威布尔分布概率密度函数.通过对威布尔分布概率密度函数中形状参数、尺度参数、位置参数的确定,得到了主减速器锥齿轮载荷谱的概率密度函数.通过采用等效载荷和载荷谱两种方法对某驱动桥主减速器锥齿轮及主要支撑轴承进行计算,并按两种方法对驱动桥进行试验,结果表明:根据载荷谱计算的主减速器锥齿轮能够满足使用要求.在设计计算时采用载荷谱概率密度函数进行计算具有可行性.     

薄壁结构镁合金耐水压舱体研究

基于镁合金在军工领域的工程应用与轻量化承压舱体的结构特点,将铸造镁合金材料用于水下航行器承压舱体壳体结构。选用ZM5铸造镁合金材料,设计试制耐水压薄壁舱体典型结构1∶1试验件,开展不同外部水压载荷下试件结构应力和变形测试,进行壳体结构连接密封性试验。结果表明,ZM5镁合金薄壁舱体结构强度和刚度满足水中载荷要求,承压结构和楔环连接稳定,密封性良好,承受外压载荷不低于1.5MPa。     

用于以实验为基础的刚性连接柔性部件的部件振型合成法

本着提高以实验为基础的模态合成的精度以及对试验方法进行有计划的研究的目的,本文介绍几个简单的例子。这些例子用有限元分析得出来的部件为基础,对下述那些部件模态合成法进行精度比较以及确定它们的试验要求。这些方法是:约束模态部件法、残余挠度法、质量载荷连接自由度法、旋转连接自由度法。     

结构动力学对航天飞机设计的影响

航天飞机由固体火箭助推器、外贮箱、很长的推进剂管路、带有机翼和垂直尾翼的轨道器和很大的有效载荷组成。航天飞机构型独特的结构动力学特征肯定对设计有影响。本文描述了这些特征,并讨论了它们对颤振、气动弹性、POGO、动力载荷、飞行控制系统以及环境动力学的影响。提出了每个受影响方面的设计要求。同时讨论了航天飞机须开展的新的分析和试验问题,指出了这些结构动特性对设计的现行的和潜在的影响,同时还对技术贡献和未来的趋势进行评述。     

先进导弹的高温结构试验

对一个全尺寸的先进战略空中发射导弹的后弹体进行了室温和高温下的结构试验。室温下施加的载荷代表载飞和投射时的载荷。试验数据同理论颇为一致。在1200°F的高温下施加的载荷代表以冲压发动机为动力飞行时的载荷。快的加热速度和高温造成某些仪表没料想到的异常反应。本文将叙述这些情况,并说明高温试验方法。虽然获得     

载荷分配机构冲击载荷分配特性分析及试验研究

采用显式动力学方法实现对冲击载荷作用下载荷分配机构的响应特性分析,并通过大型试验对仿真结果进行验证。研究表明:获得的结果和理论及试验结果吻合较好,具有一定的参考价值;载荷分配机构动冲击载荷响应与静载响应基本一致;由于机构整体的震动,各支撑点载荷在上升阶段存在微小波动特性;机构与下部支撑弧托间摩擦因数u是影响载荷分配结果的主要因素之一,后续可以通过降低摩擦系数u改善载荷分配比例,为同类型载荷分配机构的设计、分析及试验提供了参考。     

空间运输系统对材料工艺的挑战

由于空间运输系统的任务范围很广,列出对材料的要求是很重要的。这些要求是由载人或不载人飞行、任务持续时间、是否周期性任务以及大气组成等飞行特性所决定的。为了满足这些要求,正在研制多种高温材料。按照材料的力学标准和化学标准(抗氧化性),对复合材料(C/C、C/SiC、SiC/SiC)和耐高温合金作了比较。这些材料已被推出用于当前的Hermes和Cassini计划,并指出了复合材料的潜在能力和对设计的影响。最后,进行了成本概算评估。     

用SHPB装置对装甲钢冲塞破坏过程的动力学测定

选用三种不同的装甲材料，采用ＳＨＰＢ技术对一种专门设计的冲塞试验进行测试研究，试验在应变率１０￣３／ｓ下获得冲塞过程的物理模型、应力应交本构关系以及随时间变化的载荷、位移和作功，并以这些参量和抗弹性能进行对比分析，试图寻找相关的理论依据。     

运载火箭飞行载荷测量与分析

为获取运载火箭结构在飞行过程中准确的截面动态载荷,基于应变测量原理设计了一套飞行载荷测量系统,通过多向载荷标定试验获得结构的灵敏度矩阵,采用非线性载荷模型将飞行过程测量的应变响应转换为截面的动态飞行载荷。在某型号中首次开展了运载火箭飞行载荷测量工作,获得了二级箱间段和有效载荷支架在整个飞行过程中的轴向力、弯矩载荷,并与飞行时序、地面模态试验结果进行了详细对比,结果表明：2个部段的飞行载荷数据质量良好,飞行载荷有变化的时段均与飞行时序对应,并与过载的遥测结果趋势一致,同时也发现了多项飞行动态载荷的特点,为载荷设计提供了数据支撑,有助于后续型号的优化与改进设计。     

验收试验

1.引言验收试验要在飞行结构件上进行,以鉴定材料、制造过程和工艺是否满足技术条件,以及鉴定结构件是否适合于飞行。设计研制试验是在方案设计和初步设计阶段初期进行,以便确定设计途径或制造过程的合理性,并作为改进分析技术的一种手段。随着而来的是鉴定试验,用以检验载荷情况下具     

STS-1～STS-5航天飞机有效载荷舱低频响应的综述

本文通过航天飞机STS-1～STS-5飞行任务获得的数据,评定轨道器有效载荷舱的低频载荷及动态特性。概要地给出了起飞的外部载荷环境和着陆碰撞条件,给出了轨道器各个位置上加速度计的数据,并与分析值进行了比较。STS-2～STS-5任务中测量的起飞加速度数据重复性较好,数值比STS-1低得多,这是因为航天飞机固体火箭助推器的过压载荷降低了。准静态条件的环境低于整个飞行设计要求。STS-3的着陆条件和响应接近极限,但其他几次飞行则比较正常。对分析数据和试验数据的频率含量进行了比较。本综述的主要重点是证明空间运输系统的设计载荷环境充分囊括了飞行响应。     

大口径过滤器骨架结构稳定性计算与试验研究

用于500吨级液氧煤油发动机的推进剂入口过滤器具有结构跨度大、迎流安装等特点。在网面压力载荷作用下,作为主要承力结构的过滤器骨架存在失稳风险。对此,在完成过滤器工作载荷分析基础上,通过有限元方法对过滤器骨架结构稳定性进行了计算,获得了结构强度及稳定性余量;其次,进一步设计并开展了过滤器骨架的结构稳定性静力试验。结果表明,过滤器结构方案强度和稳定性余量充足,满足设计要求;结果同时表明,计算结果与试验结果具有较高的一致性,从而验证了计算方法的有效性。     

尾推式固体电枢的应力评估方法研究

电枢作为电磁轨道炮用弹丸核心部件之一,对其进行设计与改进一直在电磁轨道炮工程化研制中占据重要位置,其中应力评估是其设计的关键环节。基于电枢的负载要求和膛内不同时刻的工作状态,形成了电枢载荷及约束的加载方法,对所加载的载荷进行了参数化处理;依据轨道炮发射原理及发射试验结果对关键参数进行分析,根据分析结果对膛内工况进行了进一步假设及细化,建立了基于有限元方法的尾推式固体电枢应力评估方法;并以某型尾推式电枢为例进行了电枢应力的示范性计算。     

稳定杆疲劳载荷确立及疲劳寿命分析

横向稳定杆是汽车悬架中的重要结构部件,当其疲劳断裂发生时,会严重危害车辆行驶的安全性.基于传统汽车稳定杆设计处于类比和经验设计阶段,疲劳可靠性设计偏保守、开发周期长,对整车性能和成本控制不利.文中首先,采集试车场内稳定杆连杆载荷,利用Palmgren-Miner线性累积损伤理论,确立疲劳载荷制定方法,生成稳定杆疲劳试验多级载荷谱;然后,通过疲劳仿真分析,确定稳定杆疲劳试验危险截面及疲劳热点.最后搭建进行稳定杆疲劳台架试验.结果表明,稳定杆疲劳台架试验失效寿命及位置与仿真预测基本一致.说明文中疲劳载荷制定方法有效,对稳定杆疲劳载荷制定、疲劳寿命预测有一定的指导意义.     

一种连续变滚转角试验装置设计与实现

为实现1 m 量级跨超声速风洞连续变侧滑角能力,拓展试验技术范围、提升试验效率,研制一种连续变 滚转角试验装置。介绍该装置的技术要求、结构设计及仿真结果,以及配套的控制系统软硬件设计,给出装置整体 系统进行电磁兼容性测试、静态载荷测试及风洞试验验证结果。仿真、测试及风洞结果表明：该装置在风洞现场环 境下使用具有良好的电磁兼容性,并能够有效承担风洞试验载荷要求;同时,采用连续变滚转角试验装置试验数据 重复性良好、采用“常规测力中部支架+12°双转轴”支撑方式比较,试验数据规律基本一致,其小量偏差与2 种方 式的支撑干扰相关;该装置控制精度高、运行速度和范围均满足技术要求,可工程化应用于风洞试验。     

导弹飞行过程中动态载荷识别方法

导弹在飞行过程中的外部载荷会导致结构振动,从而引发燃烧不稳定。为了更好地理解燃烧不稳定性,预测外部载荷是很重要的。该文提出了一种基于神经网络的动态载荷识别方法。首先,设计并加工了导弹模型,进行有限元模态分析与模态试验,提取典型模态振动频率,验证了所使用有限元模型的合理性。该方法基于有限元模型开展仿真计算,神经网络由仿真结果中的足够样本数据训练,从而使神经网络能够识别典型载荷。搭建地面试验系统,开展地面激励实验获取相关数据,首先进行典型载荷识别,相对误差可达1.21%,验证了所训练神经网络的准确性和试验系统的可行性。随后对随机载荷进行识别,结果表明,用所提方法识别随机动载荷相对误差小于1.82%,该载荷识别方法具有良好的识别能力。对于导弹结构设计和发动机燃烧不稳定的预测具有重要意义。