基于油气支承自由边界模拟的全箭模态试验技术研究

为了验证基于油气支承自由边界模拟开展全箭模态试验的工程应用,分别开展了基于小型油气支承系统验证方法和全箭模态试验应用可行性研究,对油气支承单元和系统进行了验证方案设计和实施,并对油气支承系统的关键设计指标、系统功能、稳定性和可靠性进行测量验证。最后开展某型号运载火箭的油气支承自由边界模拟和弹簧钢索悬挂自由边界模拟的全箭模态验证对比试验,验证了试验技术的可行性和有效性,也为未来大型运载火箭的研制提供试验技术支撑并积累了工程经验。     

巴西卫星发射运载火箭的模态评定

本文说明目前正在进行的巴西卫星运载火箭的模态分析计划。对一个固体推进的四级运载火箭全尺寸模型按5种不同的构型进行试验。为模拟自由-自由边界条件,研制了一个摆式悬挂系统,研究了它对组装结构振动特性的影响。本文给有有限元法(FEM)模型理论分析结果和模态试验的初步结果,并讨论了理论分析/实验结果的相关性。     

高速飞行器辐射热试验模拟有效性及影响因素研究

地面辐射热试验是考核高速飞行器结构力热性能的主要手段。针对高速飞行器结构力热试验需求,介绍了辐射热试验模拟方法,分析了模拟机理和有效性,研究了载荷施加、参数测试,以及环境效应等影响模拟有效性的因素,并提出了需要重点研究的问题和相应解决方案。通过上述研究,能够提高对飞行力热环境的模拟准确程度,进一步提升高速飞行器辐射热试验的有效性和适用性。     

供大型试件模态测试用的自由-自由悬挂系统

1982年2月组装了第一个全尺寸的具有飞行重量的MX导弹,以便进行飞行构型试验弹的模态测试试验。为了近似地模拟导弹在飞行中的自由一自由边界条件,要求悬挂系统在横向悬挂频率和试件弯曲振型频率之间提供合适的分离比。研制了一个采用大型基环的悬挂系统。环形基座安装在第一级火箭的后部,并用三根200英寸长的摆杆将它们垂直悬挂起来。即使试件的重心明显地高于摆杆的上支承点,这三点悬挂系统依然保持横向稳定性,且摆杆的长度能使导弹底部具有转动的自由度。文内提供有设计和性能参数摘要。     

汽车模拟碰撞试验台及其动力学模型

汽车模拟碰撞试验台由基架、导轨、滑车、牵引装置、回收装置及碰撞壁组成.安装在导轨上的滑车被牵引装置拖动,拉伸弹性橡皮绳给滑车提供较大初始加速度,并通过调整橡皮绳根数和导轨高度进行不同条件下的汽车碰撞试验.该试验台动力学模型包括汽车模拟碰撞动力学方程、动态响应及试验结果对比分析.     

计算细长受控飞行器频率响应矩阵的传递矩阵法

本文用传递矩阵法计算细长受控飞行器的频率响应矩阵,考虑了气动弹性的影响和舵回路的效应。和模态法相比,传递矩阵法适用于非定常气动力的各种表达式,并且直接对结构的运动状态进行计算,避免了模态法中因截尾带来的误差。     

钝头体火箭撬试验地面效应影响的数值模拟

建立基于混合网格的流场求解方法模拟钝头体双轨双排火箭撬试验粘性流场,并与钝头体自由流状态进行对比结果表明:下表面由于地面效应作用压力大于自由流状态;随着马赫数增大,高压区范围变大,压力最大点位置向后移动,与自由流状态对比的增压现象越来越明显。钝头体底部受地面效应和其他试件的影响,一对尾涡出现强烈的不对称性引起压力不对称分布。因此,建议将传感器布置在远离地面的钝头体上部0.2相似文献   

飞行器扭转模态建模分析研究

在使用梁-质量块模型计算飞行器扭转模态时,模型的扭转转动惯量模型对结构动特性的计算结果有着决定性的影响。研究了不同扭转转动惯量计算方法对系统扭转动力学特性的影响。首先,给出了三种转动惯量计算模型,其中包括一种精确模型和两种简化模型。其次,基于数据,建立了飞行器有限元模型。最后,基于给出的三种模型计算了飞行器的扭转模态。研究发现,对模型的局部扭转转动惯量进行修正,计算的扭转模态精度较高。     

重复使用的自由飞行器

美国航宇局正向工业界寻求关于一种能在轨道上自由飞行并能回收重复使用的再入飞行器的建议。这种自由飞行器能把科学研究载荷带入空间,科学研究载荷在轨道上完成任务后,这种飞行器利用软着陆又把它们带回地面。美国航宇局艾姆斯研究中心说,这种自由飞行器能用各种不同的运载火箭发射(包括德尔它运载     

脱壳弹穿甲后效及引燃性能的试验研究

利用25高炮发射进行了穿甲试验、毁伤后效试验及引燃试验,选用试验弹模拟1000m着速,依次射击25 mm/60°均质装甲板、飞行器设备舱模拟靶、武装直升机有防护驾驶舱模拟靶、地面装甲车燃油箱模拟靶,得到了对不同目标靶试验后的弹体穿甲威力及后效性能和引燃燃油性能相关数据,对脱壳弹的结构设计和毁伤评估有一定参考价值.     

高超声速飞行器结构热力耦合试验与评估技术进展

高超声速飞行器在再入飞行段、巡航飞行段经历的严酷气动热环境与挑战对结构热/力耦合试验与评估技术提出了相当高的要求。针对高超声速飞行器研制对热力耦合试验与评估技术需求,对高温湍流模拟试验技术、静/热耦合试验技术、热模态/振动耦合试验、热/噪声耦合试验技术、热/真空试验技术、热模态测试技术、大型热/结构试验技术、热/振动/噪声试验技术、高温测试技术等技术进展分析总结,指出了热力耦合试验与评估技术发展方向。     

考虑边界约束弹体斜侵彻混凝土的研究

运用LS-DYNA对不同边界的侵彻过程进行了数值仿真,将仿真得到的侵深、偏转角,与按公式计算进行对比,表明考虑自由边界约束的侵彻深度比无反射边界时的侵彻深度大,且倾角对侵彻深度和偏转角的影响程度随着倾角的增大逐渐增大。将仿真结果与试验数据对比,验证了边界约束对侵彻深度的影响,为半无限靶与有界靶体的侵彻机理研究提供了参考。     

柔性飞行器飞行动力学与结构动力学耦合分析方法

柔性飞行器的刚体运动和弹性变形相互之间存在耦合影响.为实现柔性飞行器的运动和结构内力的耦合求解,利用Lagrange方程推导柔性飞行器的刚体运动弹性变形耦合方程,其中弹性变形部分利用柔性体的弹性模态来描述;通过算例研究柔性对飞行器运动轨迹和姿态的影响以度刚体运动对结构内力的影响,验证了刚体运动方程和结构动力学方程耦合求解的必要性.     

利用有限元和Lanczos法的细长弹体模态分析

介绍了Lanczos算法的理论,建立细长弹体的有限元模型,将Lanczos法与有限元技术结合,对细长弹体进行模态分析,得出不同时刻三种状态下弹体的前两阶模态,研究结果对细长弹箭的设计具有一定参考价值。     

再入飞行器飞行试验和回收技术

发展并试验证明了从洲际弹道式导弹再入条件下软回收高弹道系数再入飞行器的一种技术。到目前为止已经采用本文叙述的质量抛投、降落伞回收技术软回收了两种不同类型的再入飞行器。另外两个不同设计的再入飞行器现在正在进行加工和装配,为飞行试验作准备。一种能从更严重的环境中回收再入飞行器的回收技术,现正在进行分析与地面试验,计划在两年内进行飞行试验。本文介绍所有这些飞行器,并摘要介绍飞行试验结果。     

细长体非对称涡流动及侧向力分析研究

通过对三维Navier-Stokes方程的求解．模拟低雷诺数下细长体大迎角非对称涡流动，来分析大迎角细长体非对称背风涡的结构及影响大迎角细长体侧向力变化的流场因素。结果表明，截面侧向力沿轴向呈正弦规律变化．影响侧向力的主要因素有细长体两侧边界层的绕流特征、分离涡强度不等及两侧边界层的转捩不对称。     

变结构空间飞行器发射过程的姿态研究

针对某类空间飞行器在发射过程中产生结构变化的问题,基于多体系统动力学方法建立了变结构空间飞行器动态发射研究模型,进行了理想发射情况下的数值研究,并与地面试验进行了对比分析.分析结果表明,该模型可以准确地描述飞行器的发射运动.引入推力偏心、扭矩偏转和重力梯度3种干扰因素对飞行器发射过程的姿态进行了数值研究.研究结果表明：...     

高超声速飞行器边界层转捩飞行实验项目地面试验进展

叙述了美国空军科学研究办公室发起的高超声速飞行器边界层转捩飞行实验项目的基本情况。重点介绍了BOLT项目开展的地面试验情况。叙述了5座各有特色的风洞、不同缩比的试验模型和不同测试技术,分析了地面试验的进展与目的安排,并给出了开展高超声速转捩研究的相关启示。     

加固再入飞行器研制计划(第三阶段)——SAMS/TATER防热层和天线窗飞行试验计划

一、前言近几年,再入飞行器研制的重点放在能抗水气凝结体环境的端头材料及端头设计上。地面和飞行试验数据表明,再入飞行器的防热层和天线窗材料也同样易受恶劣气候环境的损伤。试验结果证明防热层材料抗侵蚀环境的能力在很大程度上取决于材料的组成和结构方式。     

飞行器的模态试验——应用多点激振正弦锁定技术并使试验系统化

本文介绍了用于飞行器模态试验的多点激振正弦锁定技术并提供一个能使试验系统化的方法,该方法已被用在防卫气象卫星结构的模态试验上,并获得良好的结果。