弹体连接刚度对导弹模态的影响分析

导弹由于功能和装配的需要，一般是由多个舱段组成，其连接部分的刚度下降将导致弹体固有频率和振型的变化。文中采用一维梁模型，研究了导弹弹体模态对其刚度分布的敏感程度，并在此基础上对于多连接面情况进行了分析。研究结果对导弹连接部件的设计和位置安排具有一定的指导意义。     

某型车体结构振动特性分析研究

在许多实际情况中,引起振动的动力只能减小,但却不能完全排除.而通过控制系统的固有频率,避免外激励作用下的共振,是最直接用于对振动进行控制的手段.为此,对某装备基础车体以及基础改车体振动特性进行分析,建立了两种车体的有限元模型并进行自由模态分析,对比两种车体模态参数,结果表明：基础车体固有频率较小,容易受地面激振频率影响,前十阶振型主要集中表现为动力舱隔板局部振动,对驾驶员人机环影响较大;基础改车体固有频率较大,车体结构刚度均匀性设计合理,动力舱隔板振动得到很好的改善,即人机环得到改善.研究结果对车体结构服役可靠性提升有重要的理论指导,也可为白车身结构设计与校核提供理论依据.     

导弹动态特性数值分析的建模方法研究

文中基于ANSYS软件平台，通过建立合理的有限元模型，对某导弹结构进行了动态特性分析；同时利用等效密度有效地简化模型，为导弹大型有限元模型的模态估计提供了一种简单可行的方法。     

导弹发射过程中导发架动力学模型初探

导弹发射时导发架的受力情况很复杂,其动力学特性的研究是一个难点。本文将导发架看成一个两端简支的梁,导弹简化为一个沿导发架移动的质点,建立了导发架的动力学模型,并运应用振型分解法对模型的解进行初步研究。所得结果为未来的研究奠定一定的基础。     

导弹起竖臂的静动态有限元分析

某型导弹起竖臂静动态有限元模型在ANSYS中建立,并采用动静法对其分析.模型含起升载荷,臂架结构自重载荷、导弹重力等载荷.当起竖臂所载起升质量突然离地起升或下降制动时,将起升和导弹重力载荷乘以起升载荷动荷系数或乘以起升冲击系数,获得前10阶振型.对起竖臂动态分析中,起竖臂低阶振型表现为起竖臂整体的振动,高阶振型则为起竖臂某个局部的振动.     

有翼导弹动态气动特性数值研究

为准确预测飞行器的机动特性,故开展其动态气动特性研究.应用非结构动网格技术建立了可模拟飞行器作周期性俯仰运动的强迫振荡法.选取NACA 0012翼型为研究对象对该方法进行验证,进而计算了有翼导弹Finner在各马赫数下的静、动导数,并分析了Finner导弹在不同减缩频率下的动态气动迟滞特性.结果表明,文中方法能够有效模拟有翼导弹在不同马赫数下的动态气动特性,结果正确可靠,具有较高的工程应用价值.     

自行火炮固有频率特性实验研究

为了研究自行火炮结构动态响应规律,以轮式和履带式火炮为研究对象进行了全炮模态测试,得到了全炮的固有频率及其相应模态.通过对轮式与履带式自行火炮系统振型分析,可以得到如下结论:对于轮式自行火炮和履带式自行火炮,在低频范围内从低到高其固有振型依次为全炮俯仰、平动和横滚;对于本文所选试验对象,履带式自行火炮全系统俯仰、平动和...     

弹性导弹侧向动态特性分析

为研究大展弦比巡航导弹在弹性振动时的侧向动态特性,采用NASTRAN软件计算了结构的固有模态,分析了弹性振动时的附加非定常气动力,建立了刚体扰动运动方程组,将弹性振动引起的附加非定常气动力作为干扰输入项代入扰动运动方程组,得到了弹性振动下的动态响应.结果表明,大展弦比巡航导弹的弹性振动主要为翼面的振动;在满足气动与结构稳定的前提下,弹性振动引起的侧滑角偏量非常微小;倾斜角偏量比较大,各姿态角都在做微幅高频振荡,对弹上惯性器件的测量将造成不利影响,必须采取滤波等方式将此不利因素消除.     

利用ANSYS软件实现某武器发射平台振动模态分析

文中根据模态分析理论．建立了某武器发射平台的模态分析模型．采用ANSYS软件提供的Block Lanczos法，对该武器发射平台的模态进行了计算．得到了该系统的振动动力特性（固有频率、振型），从而为深入研究该系统的振动机理及振动抑制技术提供了理论依据。     

火箭发动机旋转试验台高速轴振型计算与分析

研究了火箭发动机高速旋转试验台高速轴在工作激振频率内的振型.用有限元分析软件ANSYS对高速轴刚性、弹性2种不同的支撑情况分别建立了有限元模型,计算了轴的前四阶振型,进行了分析比较.计算结果表明,在一定范围内,弹性支撑时固有频率将降低,选取不同的弹性系数k值对固有频率的计算结果影响很大.当超出该范围时,进一步增加弹性系数k对固有频率几乎没有影响,此时已接近或完全等同于刚性支撑.     

超声速导弹燃气舵系统设计研究

以超声速导弹为对象,初步研究了燃气舵系统的设计.分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响.在此基础上,结合助推器的性能参数,借助工程方法,对燃气舵的气动外形进行了设计.     

带燃气舵的固体火箭发动机尾流仿真

燃气舵的扰动使得固体火箭发动机高度欠膨胀的尾流场显得更加复杂。文中采用数值仿真计算的方法对比研究了不同高度下相同自由来流马赫数时的带燃气舵发动机尾流场的特性。得到存在燃气舵扰动时固体火箭发动机高度欠膨胀尾流场的轴向截面呈十字状;并且随着高度的增加尾流场膨胀程度增加,温度边界向外扩展;同时得到尾流场的长度约为200倍的发动机喷管出口直径。     

固体火箭发动机燃气舵热分析数值研究

采用顺序间接耦合的方法,针对某固体火箭发动机所使用的燃气舵,开展了偏转角度分别为0°、30°、45°的热分析数值研究.计算结果表明:偏转角度为0°、30°、45°时最大温度位置都出现在燃气舵前端;燃气在舵面上发生分离的区域主要是型面角度变化陡峭处,随着偏转角度的改变,分离点对温度影响程度也不同;偏转角的改变造成对附近流场的干扰程度增加,造成燃气在舵面上分离区域的改变,导致燃气舵侧面温度分布发生变化.     

推力矢量燃气舵特性的机理分析

为了研究燃气舵气动特性的形成机理,采用N-S方程模拟了推力矢量燃气舵表面压力分布,得到了不同舵偏角下燃气舵周围压力的变化曲线,分析了燃气舵表面不同位置压力的大小.结果表明,舵偏角的变化对燃气舵背风面的压力影响不大;随着舵偏角的增大,燃气舵迎风面的压力变化很大;在升力贡献方面,靠近根部区域大于梢部,最大厚度处上游区域大于下游.     

空调滑片式压缩机用圆柱滚子轴承摩擦功耗特性分析

为了降低空调滑片式压缩机的摩擦功耗,对其所用圆柱滚子轴承的摩擦功耗特性进行了研究。基于滚动轴承动力学理论,考虑周期性载荷因素,建立了压缩机用圆柱滚子摩擦功耗数学模型,在此基础上分析了轴承工况参数和结构参数对圆柱滚子轴承摩擦功耗特性的影响规律。研究结果表明：在满足轴承使用要求前提下,选取较大的径向游隙有利于降低轴承的摩擦功耗;圆柱滚子轴承存在合理的保持架引导间隙和保持架兜孔间隙,使得轴承摩擦功耗最小;随着滚子个数增加,轴承摩擦功耗增加,在保证轴承承载能力前提下,可以适量减少滚子数量,以降低轴承摩擦功耗;新型滑片式压缩机摩擦功耗比传统型降低了39%.     

潜射导弹运动特性分析与测试

针对潜射导弹水下发射力学环境 ,分析了在给定推力作用下 ,导弹模型水下运动的速度特性以及运动轨迹 ,并就某导弹模型水下推力、运动过载以及弹体结构应变等参数进行了试验测试 ,理论与试验结果取得了较好的一致性 ,对一类潜射导弹的预先研究具有指导意义     

叶片式减振器内部泄漏量实验分析

分析了叶片式减振器内部缝隙泄漏对阻尼力的影响.将泄漏缝隙简化成一个与常通孔并联的等效节流通道,依据伯努利方程计算常通孔流量,并将计算值作为真实值,应用减振器阻尼力台架实验数据,间接得出了等效节流通道的流量特性及结构参数.最后,利用插值法绘制了泄漏流量百分比与常通孔孔径、叶片摆动角速度之间的关系图.研究表明:极小孔径变化能引起极大阻尼力变化,说明通过控制传统叶片式减振器常通孔的流量可以实现可控阻尼力减振器;减振器内部泄漏缝隙对阻尼力的贡献要大于节流孔的贡献,缝隙泄漏量是影响可控减振器阻尼特性的关键数据.等效节流通道的结构参数可为可控减振器设计提供依据.     

涡轮叶片等离子涂层应力分析

根据航空发动机涡轮叶片等离子涂层即热障涂层系统在各种工况下的特性,建立了叶片试件的结构模型及有限元模型。利用MSC.Marc软件对热障涂层进行了系统性的分析,分别计算了不同初始无应力状态温度和不同氧化层厚度条件下涂层内部的应力变化情况,从而了解热障涂层的失效特点和其影响因素的作用特点,为提高涂层的寿命提供理论参考。     

空空导弹推矢燃气舵用钨渗铜材料与工艺

论述了空空导弹推矢燃气舵用钨渗铜材料与制备工艺,以及在高温高速燃气流环境中的热强度、抗热震性、烧蚀率、抗热侵蚀性等关键性能和质量控制技术与要求,介绍了钨渗铜材料和工艺的新发展。