碳/环氧复合材料弹翼静力试验与分析

带有主接头的碳／环氧复合材料弹翼通过静力试验考核，承载强度均达到设计载荷１３２％以上。对试验方法进行了探索性的研究，还对试验结果进行了分析。最后得出：复合材料弹翼品质稳定，可靠，比强度，比刚度明显地优于铝合金弹翼，且质量明显减轻。碳纤维复合材料应用于主承力结构件是可行的。     

支持模块化设计的弹翼结构有限元分析与优化研究

基于结构主参数,对弹翼进行有限元分析与优化设计。获取最佳设计方案,并以最优设计为参考点．研究结构响应对设计参数的全局敏感度。有效地避免了设计流程的循环反复．加强了对弹翼模块的全局性认识．并为模块化设计提供有力支撑。     

一种大展弦比重叠式可折叠弹翼组件气动布局应用研究

以一种大展弦比“重叠式”可折叠弹翼组件为研究对象,采用数值模拟与风洞试验相结合的方法,分析了该弹翼组件气动布局在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用,对弹翼组件的外形参数进行了优化设计。通过三自由度弹道仿真计算验证了该弹翼组件气动布局的气动特性及滑翔性能。研究结果表明:这种“重叠式”可折叠弹翼组件气动布局可以大幅度减小折叠弹翼在收拢状态下的外形尺寸; 在同样的弹体结构和尺寸包络限制下,弹翼弦长可达到传统面对称平直弹翼的2倍,有效增大了升力面面积,实现了在外形尺寸限制下的高升阻比气动布局; 该弹翼组件在结构上更为简洁紧凑,解决了传统的对折式弹翼形式在小型化制导弹药上应用所面临的结构效率和气动增益受限的问题。     

某型弹翼展开机构到位冲击优化研究

针对某型弹翼展开机构工作时间较短、展开速度过高,导致弹翼展开到位时对弹翼展开机构冲击较大的问题,以内弹道理论为基础,根据与模拟弹翼联合的试验结果,分析了影响工作时间、展开速度的主要因素,提出了延长工作时间、降低展开速度的3个主要方法:改变点火药燃烧形式、减小点火药药量和减小主装药燃速及初始燃面。通过该方法,工作时间从最初的208ms延长到237.2ms,展开平均速度由0.43m/s降低到0.23m/s,最终达到了降低弹翼展开机构到位冲击的目的。     

导弹整体式翼面骨架结构的拓扑优化设计

为提高导弹结构的设计品质,将拓扑优化技术引入到整体式弹翼骨架结构设计中,对某型导弹的弹翼骨架进行优化设计。采用节点载荷等效法构建弹翼骨架的典型受力环境,解决了弹翼待设计区域的单元既参与受力又可能因为优化而被删减的设计矛盾。利用计算机辅助设计（CAD）-计算机辅助工程（CAE）接口技术,将拓扑优化后的CAE模型直接解释成CAD模型并导入CAD软件再设计,提高了拓扑优化技术的实用性。分析比较经验方案和优化方案的弹翼骨架模型的质量、强度、变形、模态等结构特性后发现：在满足结构强度和变形的条件下,优化后的弹翼骨架模型质量相对减少9.39%,并且1阶、2阶弯曲频率和1阶扭转频率得到了提高。该方法是对传统弹翼结构设计方法的补充和改善,具有参考意义。     

新型有翼弹托脱壳机理研究

为了最大限度地减小脱壳弹弹托的消极质量,本文研究了一种新型有翼弹托结构,其质量比传统“马鞍形”弹托减小了1／4.文中分析了这种有翼弹托的脱壳机理,计算了其脱壳力,对该弹托的脱壳过程进行了数值仿真。最后对采用该有翼弹托的脱壳弹进行了靶场试验,结果表明,这种有翼弹托可以保证脱壳弹在炮膛内的闭气与运动稳定性,在出炮口后能够迅速、可靠地脱壳。     

巡飞弹复合材料弹翼结构减重优化设计

复合材料弹翼是为巡飞弹提供升力的重要结构部件,其减重设计是巡飞弹结构设计中的难点.文中以巡飞弹复合材料弹翼结构为研究对象建立有限元模型,并基于OptiStruct复合材料多级优化的功能,在刚度、强度及复合材料铺层工艺等约束边界条件下,通过对弹翼上下蒙皮和翼梁分级优化,最终使得大展弦比巡飞弹碳纤维复合材料弹翼结构减重达61%.     

玻璃钢弹翼

空空导弹上用的结构材料,一般为铝和钢,几年前我们在研制一个改型产品中,为了满足成本、重量方面要求,采用了玻璃钢弹翼代替铝合金弹翼的设计方案并进行了计算和实验。本文着重谈一下其实验情况。一、改型设计方案玻璃钢弹翼的平面形状及几何尺寸,与改型前的铝合金弹翼完全相同,如图1所示。     

网格翼-一种导弹稳定和控制新概念

对两种结构的网格翼的气动特性进行了试验分析，弹翼安装于由３倍弹径长的尖拱形头部和７．４倍弹径长的圆柱段组成的旋转弹身上。一台主天平和四台翼天平分别用来测量整个模型和每片翼的载荷，在测试中，翼偏转０°～１５°。马赫数范围变化从０．５～３．５，测试了每片翼的法向力，铰链力矩和根部弯曲力矩系数。结果表明，和同样尺寸的平板翼相比，网格翼铰链力矩系数极小，法向力和根部弯曲力矩和平板翼的差不多，并且网格翼的轴向力比升力相似的平板翼大。     

弹翼静气动弹性计算

采用迭代法研究大展弦比弹翼的静气动弹性.弹翼的气动载荷采用涡格法进行计算,弹翼结构特性采用有限元软件(ANSYS)进行数值模拟,通过面样条插值方法将气动计算网格上的载荷插值到有限元计算模型的网格节点上进行数据交换.以布撒器弹翼为算例,在计算中对张开式弹翼翼身连接方式进行了简化.计算结果给出了计及弹性的翼面变形以及变形前后翼面的压力分布,且对不同材料特性条件下弹翼变形特性和变形前后的压力分布进行了比较.     

某导弹折叠弹翼展开过程的仿真分析

折叠弹翼的展开性能关系着导弹发射后能否正常飞行。以某导弹的折叠弹翼为研究对象,对其展开过程进行仿真分析。根据其结构和工作原理,在Adams多体动力学软件中建立仿真模型,仿真其在不同作动力曲线下的展开过程,得到弹翼展开角度、角速度、动能曲线和弹翼与锁定销之间的碰撞力曲线,并对弹翼展开过程中的性能进行检验。仿真结果表明：弹翼能迅速展开到位,并能准确定位、可靠锁定,展开过程中各部件之间不会相互干涉。     

弹翼部件巡航状态受力分析

研究了某类型弹翼部件在巡航状态下的应力、应变状况.先建立弹翼三维实体模型,并利用计算机仿真技术,加载了弹翼在巡航过程中所受到的各种载荷.然后采用有限元分析的方法,得到弹翼在巡航状态下的应力、应变数据,验证了弹翼结构设计的合理性,进而为弹翼翼型参数的研究提供依据.     

复合材料夹层弹翼的设计与实验

本文对复合材料夹层结构弹翼进行了初步的探讨和研究。讨论了复合材料夹层弹翼的结构设计、强度计算、工艺设计及静力试验等内容。对实验结果进行了分析和讨论。文中对改进的途径也提出了设想。     

连接增强热塑性塑料的制造方法(战斧导弹热塑性复合材料弹翼)

本文叙述了有关战斧巡航导弹增强热塑性塑料弹翼的研究工作。现用弹翼(即基准弹翼)是由整体的枢轴装置、框架和粘合剂粘接的蒙皮构成。框架是由127mm、136.1kg重的铝合金板经机加工而成。蒙皮用的铝合金板经化学铣削到一定厚度,然后粘接到框架上。设计和研究表明,与基准弹翼相比,热塑性复合材料弹翼能使生产成本和重量降低,并能减少雷达散射截面。研究和分析指出,注模填充聚矾的框架及单向凯芙拉和玻璃-聚砜蒙皮是可行的设计方案,用上述材料制造的弹翼能够满足战斧导弹的要求。对粘合剂和粘接加紧固件进行了评价,并对分部件样品进行了试验。制造了三个全尺寸巡航导弹热塑性复合材料弹翼。第一个弹翼用作静力破坏试验;第二个弹翼用作疲劳试验(直到破坏为止);第三个弹翼用于测量雷达散射截面。试验结果和费用分析表明,热塑性复合材料弹翼是可行的制造方案,同时能使生产成本大大降低。     

主翼控制导弹外形设计

现代导弹外形设计常采用主翼控制、尾翼控制、鸭式控制和旋转式单通道控制四种形式。主翼控制布局常用于中低空地空导弹和中程拦截空空弹。本文从总体设计的角度出发,着重介绍气动外形设计中遇到的问题及解决办法,依据某地空导弹的设计经验简单介绍了这种布局形式的特点。     

燃气活塞式弹翼展开动力系统内弹道性能分析

为了给某型燃气活塞式弹翼展开动力系统的研制和改进提供理论依据,根据弹翼展开机构的具体结构,考虑展开动力系统与展开执行机构之间的耦合联动关系及弹翼展开过程中的气动负载等,建立了该动力系统的内弹道性能分析模型并完成了性能计算,将计算结果与试验数据进行了对比分析,两者基本吻合.研究结果表明,该模型可为工程实践提供理论支持.     

弹翼展开装置研究

介绍了弹翼展开装置的计算模型、载荷条件、研制方案、测试电路、试验结果等,在地面模拟确定弹翼展开过程中所需的气动力参数,从而优化了作动筒参数,保证了弹翼的顺利展开.     

巡飞弹柔性弹翼气动特性研究

为了分析柔性弹翼的气动特性,采用气动仿真软件分析了不同弹翼翼型的升阻比特性,获得了弹翼表面鼓包和弯曲变形对巡飞弹飞行气动特性的影响规律,采用模型飞行技术对柔性弹翼进行了试飞测试验证,结果表明柔性弹翼表面鼓包使得其阻力系数约增加5%,一定的挠度使得其升力系数相比于无弯曲变形时大幅提高。通过创新性地给弹翼增加光滑蒙皮进行整形,有助于负载能力和飞行质量的提升。     

基于Monte Carlo算法的战术导弹组合变翼方案优化设计

作为导弹的主升力面,弹翼自适应变形能有效提高其飞行性能。为揭示弹翼几何对飞行状态的自适应规律,针对一类新型组合变翼问题的多变量复杂约束及目标函数非解析与非线性特征,基于重构的Monte Carlo算法,协同Missile DATCOM算法,通过交互式操作数据文件,建立了一套完整的导弹变翼方案优化设计方法。仿真结果表明,该方法可胜任全弹气动外形的多点优化,能使导弹在满足一定可用过载的条件下具有最大升阻比,设计的组合变翼方案不仅可用于变翼飞行控制及弹道仿真研究,而且可用于变翼飞行性能的增益分析。     

一种弹翼颤振临界速度的快速计算方法

文中提出了一种分析亚音速下弹翼颤振临界速度的工程计算方法,其中弹翼的固有振动特性用有限元方法计算,利用片条理论计算弹翼变形诱导的广义非定常气动力矩阵,从而得到单独翼的颤振模型方程.据此方法编制了相应的计算程序,以固支条件下某典型翼面为例,利用所编程序计算得到了弹翼在海平面飞行条件下的V∞-g图,给出了弹翼的颤振临界速度,对颤振特性进行了分析.