弹翼电动加载系统多余力矩分析与消除

电动加载系统的优点在于加载跟踪速度快。由于多余力矩的存在严重影响了加载精度和系统动态品质，因此消除多余力矩是加载系统保障加载精度的难点也是技术关键。基于实时性要求极高的导弹弹翼电动加载系统的硬件结构和控制原理，对多余力矩的产生原因、理论计算及消除方法进行了详细研究。实验结果表明，系统能有效消除多余力矩，精确、快速地模拟导弹弹翼在展开过程中的气流阻力，为导弹弹翼设计和导弹发射提供了大量实验数据。     

导弹弹翼建模的参数化方法

导弹弹翼设计阶段,往往需要频繁、大幅度地修改结构参数,反复进行结构分析,以期获得最佳的总体结构方案.如能利用参数化方法快速、准确地描述导弹弹翼结构、建立其几何模型,则可极大地减少人工工作量,提高研发效率.为此,本文采用CST参数化方法描述了导弹弹翼结构,并利用C/C++语言编写了相应的计算程序,在此基础上,进一步采用UG二次开发技术,以CST参数化数据为输入,实现了导弹弹翼结构的几何建模过程的自动化.本文方法将为提高新产品的研制与开发效率提供具有实际应用价值的技术支持.     

应力波在不同介质界面上反射的动光弹实验

本文用动光弹方法研究冲击载荷下不同支撑条件的圆环的动态响应,给出部分实验结果。对内边界受冲击力作用的镶嵌圆环也进行了实验研究,结果表明,应力分布局限在有限范围内。     

制导火箭弹翼张时间影响因素分析

翼张时间直接影响制导火箭弹的精确制导和快速机动能力。为了评估翼张机构性能参数对制导火箭弹翼张时间的影响程度,本文首先建立了制导火箭弹翼张机构的刚柔耦合动力学模型,然后采用单因素分析法筛选了翼张机构的主要性能参数,最后采用响应面法(RSM)研究了主要性能参数及其交互作用对制导火箭弹翼张时间的影响规律。结果表明：转动摩擦力矩、弹体飞行速度、弹簧力是影响制导火箭弹翼张时间的主要性能参数,且转动摩擦力矩对翼张时间的影响最大;交互项弹体飞行速度和转动摩擦力矩交互作用、弹簧力和转动摩擦力矩交互作用会导致翼张时间超出设计规定值;该制导火箭弹翼张机构的弹翼转动摩擦力矩应不大于2.5 N·m。本文的研究结果可以为制导火箭弹翼张机构的设计和优化提供参考依据。     

自由旋转卷弧翼弹箭的气动特性数值分析

为深入研究自由旋转卷弧尾翼弹箭的气动特性,利用计算流体力学方法及滑移网格技术对卷弧翼弹箭开展了时间精确非定常数值模拟。通过与文献对比的方式验证了模拟方法的有效性;分别利用网格无关性和时间步数无关性检验,确定出合适的网格数量和时间步数;在不同马赫数下对比、分析了自由旋转卷弧翼弹箭和固定卷弧翼弹箭的气动特性差异;考虑不同的翼、体差动滚转条件,研究了差动滚转角速度对自由旋转卷弧翼弹箭气动力矩特性的影响。结果表明：由于翼、体连接处黏性涡的强度不同,自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数和马格努斯力矩系数明显小于固定卷弧翼;在马赫数0.8和1.1条件下,自由旋转卷弧翼弹箭的马格努斯力矩系数接近于0,其滚转力矩系数与差动滚转角速度基本呈线性关系,而马格努斯力矩系数与差动滚转角速度呈明显的非线性关系;受翼、体连接处黏性涡的影响,自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数随马赫数增大而急剧减小,马格努斯力矩系数随马赫数增大而急剧增大;上述因素对卷弧翼弹箭的气动特性影响较大,在气动、弹道设计时须予以着重考虑。     

人体下颌骨动态光弹应力分析

本文应用现代较先进的Ｃｒａｎｚ－Ｓｃｈａｒｄｉｎ超高速记录系统，对人体下颌骨简化后的平面光弹性模型，在承受水平方向冲击载荷时所引起的瞬态动应力进行了实验研究，获得瞬态动应力的变化和分布规律。依靠动光弹所获得的等色线与等倾线资料，结合有限差人求解动态泊松方程来实现动态主应力分离。     

变弹模光弹模型层间约束应力与单一模型法

本文从实验和理论分析方面对变弹模层间约束应力的产生和发展规律的探讨表明：由于光弹材料冻结过程中的相变特性和层面两侧材料特性的不同，不可避免地存在相对稳定的约束应力条纹图。由此提出了按下式进行条纹参数叠加以消除其影响的单一模型法：本文所提出的单一模型法对光弹实验力学具有非常重要的意义。     

电子吊秤弹性元件光弹应力分析

利用光弹性实验对电子吊秤之弹性元件进行应力分析，为弹性元件的结构设计与改进，进而提高电子吊秤的测量精度提供了实验依据。     

战术导弹折叠翼结构动态响应分析

本文对战术导弹折叠翼的运动与载荷进行了分析，提出了折叠翼结构动力学分析的方法，所编的相应软件对导弹实例进行了计算，并由实验得到了验证．     

多功能折叠式代步车设计及传动部件应力分析

为了解决城市的交通拥堵及环境和资源的充分利用等问题,设计一款多功能折叠式代步车。运用有限元软件ANSYS对代步车的传动部件进行了优化分析设计,分析在动力源载荷作用下车轴的变形和应力分布。结果表明,27规格的轴径在6.112N.m扭矩的作用下未发生塑性变形。该车设计合理、方案可行、结构新颖。     

一种超声速翼对超声速气体分离器流场的影响

气流的高速旋转是超声速气体分离器实现气液分离的关键。设计了一种梯形弯扭结构超声速翼,并对超声速翼前后速度、温度、压力变化进行了数值模拟。结果表明：气流经过超声速翼后高速旋转,最大切向速度可达227 m/s,最低温度为206 K,并且翼后无强激波产生,可以实现良好的气液分离。     

翼片斜板沉淀半生产性实验研究

本实验研究是考察新型沉淀装置——翼片斜板沉淀装置的沉淀规律。这种装置的沉淀机理不同于传统的沉淀池,悬浮絮凝体在翼片斜板造成的环流作用下,加速沉淀。通过实验发现,由翼片槽内流出的悬浮物质浓度随翼片格数增加呈指数衰减,同时发现去除悬浮物质的极限程度与悬浮絮体的絮凝特征有关。     

Aerodynamic Analysis and Simulation of Flapping Wing Aerial Vehicles on Hovering

In order to design and verify control algorithms for flapping wing aerial vehicles(FWAVs),calculation models of the translational force,rotational force and virtual mass force were established with the basis on the modified quasi-steady aerodynamic theory and high lift mechanisms of insect flight.The simulation results show that the rotational force and virtual mass force can be ignored in the hovering FWAVs with simple harmonic motions in a cycle.The effects of the wing deformation on aerodynamic forces were investigated by regarding the maximum rotational angle of wingtip as a reference variable.The simulation results also show that the average lift coefficient increases and drag coefficient decreases with the increase of the maximum rotational angle of wingtip in the range of 0-90°.     

超临界机翼静气动弹性特性研究

采用三维Euler方程为控制方程，计算机翼所受的气动力与静气动弹性平衡方程耦合求解，研究超临界机翼的静气动弹性规律，并以超临界弹性机翼和普通弹性机翼为算例，计算弹性飞机飞行中的真实载荷和扭转变形，并在已知弹性机翼飞行时总载荷保持不变的情况下，确定超临界机翼结构弹性在飞行中对载荷的影响。     

燕山水库溢洪道闸上游翼墙体型优化试验研究

燕山水库溢洪道工程为对称布置.针对原布置溢洪道闸上游左岸翼墙附近存在的旋滚水流等不良流态,采用按重力相似准则设计的水工正态物理模型进行试验研究,通过对5种不同体型翼墙的流态、流速、流量等水力参数的综合比较,进行体型优化,消除了圆弧段与直墙段连接部位附近的不良流态,达到了闸上游水面平稳、流速分布均匀、翼墙附近水体平顺的目的.同时优选出墙后回填土的适宜范围.     

折叠翼展开到位碰撞特性分析

运用理论力学中的碰撞理论对折叠翼到位展开时的瞬时碰撞问题进行理论分析,采用MSC.Adams多体动力学虚拟样机软件对折叠翼到位的接触碰撞局部动力学过程进行数值模拟,用碰撞力函数描述减震垫与弹翼的碰撞作用,给出了力函数参数的确定方法。分析结果表明:本文的建模方法适合从理论上和数值模拟方面给出折叠翼展开到位的碰撞特性;针对燃烧室压强14 MPa典型设计工况,通过分析弹翼与减震垫在1 mm碰撞行程内的动力学特性,得到碰撞时间为2.3 ms,碰撞力的峰值为905 N,小于设计上限4 000 N,符合碰撞力峰值的安全性要求;作动筒燃气压力是影响碰撞过程中峰值碰撞载荷的主要因素。     

微型扑翼绕流的N-S方程数值模拟

基于广义无限插值理论生成了适用于模拟微型扑翼粘性绕流的三维C-0型网格,应用有限体积法结合双时间推进技术求解了微型扑翼在低速、低雷诺数下的粘性绕流.控制方程采用预处理后的三维可压缩非定常N-S方程组,有效地克服了低速流动条件下求解常规可压缩N-S方程遇到的刚性问题.通过与参考文献结果的比较验证了文中方法的正确性,并研究了扑翼相关参数对其气动特性的影响.文中所得到结论对扑翼的气动设计具有指导意义.