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空空导弹挂飞振动试验条件探讨 总被引:6,自引:0,他引:6
挂飞振动是空空导弹寿命期内遇到的最重要环境因素之一,其主要振源是空空导弹表面的气动扰流和载机的机动抖振。目前我国空空导弹挂飞振动试验中并没有考虑机动抖振环境。本文主要介绍了某型空空导弹的挂飞振动计算试验条件,与振动实测数据的处理结果和国外空空导弹挂飞振动实测数据进行对比分析,认为机动抖振环境不能忽略,并尝试给出空空导弹包含机动抖振的挂飞振动试验条件。 相似文献
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史明丽 《导弹与航天运载技术》2009,(3)
对导弹自由飞过程中要经受的3种振源,即边界层扰动、发动机排气噪声和发动机点火激励振动产生的机理和特点进行了分析.通过对比外挂物和自由飞导弹状态的差异,分析亚声速,跨声速和超声速飞行时导弹边界层变化规律,推导出基于MIL-STD-810F中外挂物振动应力计算公式计算导弹自由飞振动应力的方法. 相似文献
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从空空导弹挂飞寿命的定义及内涵出发,讨论了空空导弹挂飞寿命剖面,收集整理了国内外空空导弹挂飞寿命要求和验证方法,结合某型空空导弹延寿工作提出了空空导弹挂飞寿命延寿方法。对挂飞寿命延寿流程和延寿方案进行研究,指出了挂飞寿命延寿注意事项,最后给出了空空导弹挂飞寿命及延寿工作的建议。 相似文献
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为研究外物损伤(FOD)对航空发动机叶片的疲劳裂纹扩展影响,基于落锤冲击试验系统,在不同冲击能量下进行TC4钛合金试件的FOD模拟试验及振动疲劳试验,获得损伤试件的裂纹长度与疲劳寿命的关系,并拟合疲劳断口裂纹形貌参数,建立疲劳裂纹扩展寿命预测计算模型。研究结果表明:损伤缺口的深度和宽度随冲击能量的减小而非线性的减小。当冲击能量较大时,试件的疲劳裂纹先沿弯曲微裂纹扩展,后沿直线扩展;当冲击能量较小时,试件疲劳裂纹保持直线扩展。裂纹的萌生寿命与冲击能量、应力水平二者相关。 相似文献
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为解决身管疲劳寿命试验时间长、费用高等问题,提出对身管进行加速寿命试验。基于蒙特卡洛方法对身管疲劳寿命的加速试验进行模拟,得到身管疲劳寿命的分布规律,同时对加速试验的基本假设进行验证,并估计出加速模型的参数。研究表明,身管的疲劳寿命在不同加速应力水平下均服从对数正态分布,加速因子与应力水平呈指数关系,通过加速模型估计的正常应力水平下身管疲劳寿命值与试验值之间的误差较小,验证了身管疲劳寿命加速试验的可行性。该研究为今后开展身管疲劳寿命的加速试验以估计身管疲劳寿命提供了一种理论方法。 相似文献
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舰船运动对固体火箭发动机粘接界面疲劳损伤研究 总被引:4,自引:0,他引:4
针对固体火箭发动机在舰船运动影响下损伤难以评估的问题,以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱粘接界面的疲劳损伤评估方法。通过推进剂粘接界面定应力往复剪切试验获得了其粘接界面的疲劳损伤特性;利用有限元分析方法计算得到了发动机界面剪切应力较大部位的应力谱;运用雨流计数法和Miner线性累积损伤原理对发动机粘接界面的疲劳损伤进行了评估。试验与仿真结果表明,推进剂粘接界面应力幅值和疲劳破坏次数的自然对数满足指数型方程,并且在给定舰载条件下发动机海上战备值班一年的寿命比仓库贮存时至少降低8.62%.针对固体火箭发动机在舰船运动影响下损伤难以评估的问题,以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱粘接界面的疲劳损伤评估方法。通过推进剂粘接界面定应力往复剪切试验获得了其粘接界面的疲劳损伤特性;利用有限元分析方法计算得到了发动机界面剪切应力较大部位的应力谱;运用雨流计数法和Miner线性累积损伤原理对发动机粘接界面的疲劳损伤进行了评估。试验与仿真结果表明,推进剂粘接界面应力幅值和疲劳破坏次数的自然对数满足指数型方程,并且在给定舰载条件下发动机海上战备值班一年的寿命比仓库贮存时至少降低8.62%. 相似文献
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针对固体火箭发动机装药燃面退移下的瞬态内流场模拟方法进行研究,采用水平集方法捕获发动机工作过程中的装药燃面,多孔介质模型约束装药区域的流动特性,建立了一种可以准确模拟发动机内流场瞬态流动的水平集和多孔介质耦合方法(LSPM)。采用该方法对有壁面退移的圆管通道流动问题进行了计算,对短内燃管形装药和复杂翼柱形装药发动机进行了模拟。研究结果表明:LSPM计算结果与动网格方法吻合较好,可以较好地处理有界面退移的加质流动问题;LSPM压力和燃面的计算结果与零维内弹道结果基本一致,可以准确计算装药燃面退移下的发动机瞬态内流场。 相似文献