再入飞行器振动环境工程预示方法

目的为再入飞行器振动环境设计提供方法支撑,并为结构设计和地面环境试验条件制定提供载荷输入。方法分析再入飞行器振动环境主要特征及其诱导因素,结合飞行试验实测振动数据研究小攻角对飞行振动环境的影响规律,辨识出脉动压力与动压、马赫数以及攻角的关系式。在传统脉动压力预测方法基础上,建立涉及攻角影响的再入飞行均方根脉动压力预测模型,并给出再入振动环境工程预示方法。结果构建模型计算的脉动压力变化趋势与实测振动量值变化趋势基本一致,辨识出来的脉动压力与攻角、动压以及马赫数之间的关系式是基本合理的。结论基于实测数据及脉动压力特性建立了再入飞行器振动环境工程预示模型,结合实测振动数据和气动载荷数据可预测出再入飞行器振动环境,能够实现再入飞行器振动环境载荷的精细化设计,并为结构设计提供载荷输入。     

再入飞行力热环境测量的模型飞行试验设计

目的获取钝锥外形飞行器再入飞行力热环境参数,建立更为准确的环境预测模型,开展基于无控火箭的模型飞行试验设计。方法根据转捩区、湍流区时间提出了无控惯性飞行弹道的落速约束。根据环境预测建模需要,确定环境参数类型及测点布局。采用弹道耦合的气动加热计算模型、脉动压力预示的工程算法、脉动压力与发动机激励下振动响应的相似外推方法等计算分析飞行全程的内外温度、时均压力、脉动压力和振动环境。结果得到了温度、压力和振动环境的极值,确定了主要测量技术要求。结论外部温度量程范围为0~400℃,可测量的最大温度变化率不低于20℃/s。压阻式传感器量程上限为25PSI,压电式传感器量程上限为5 PSI,耐高温环境不低于220℃且具有温度补偿功能。振动量程范围为–100g~+100g。     

再入飞行振动环境试验等效性探讨

目的提高再入体实验室模拟再入飞行振动环境的等效性,确保地面环境试验结果的可靠性。方法首先分析再入飞行过程中受脉动压力等因素影响诱发的振动环境载荷特征。其次,基于飞行实测数据,分析再入飞行振动响应的空间分布规律和频域能量分布特征。最后,将飞行试验实测数据与传统实验室振动模拟试验结果进行对比,从载荷传递规律、空间分布规律、频谱特征等方面对主要关注区域"天地"响应存在的差异进行探讨,研究实验室等效模拟再入飞行振动环境的因素。结果针对特定的再入体结构,设置有限等效响应目标点,通过对试验系统动态特性分析、夹具优化设计、试验控制方式、振动台激振模式等多方面综合研究,可以提升再入飞行振动环境模拟等效性。结论提出了以"天地一致性"为目标的工程可行措施和实验室振动试验等效原则,为再入飞行振动环境的实验室等效模拟提供了支撑。     

基于PANDA平台的飞行器脉动压力激励随机振动响应分析

目的形成自主再入飞行数值模拟预测技术。方法采用模态叠加法开展自由结构的多点脉动压力激励随机振动响应分析,基于PANDA高性能力学分析平台进行并行实现研究,构建相应的求解模块。针对飞行器再入过程,基于自主研发的软件模块,分析飞行器自由状态的模态特性及其在实测脉动压力载荷下的振动响应,并与商业软件分析结果进行比对。结果模态振型的误差小于0.2%,位移均方根响应云纹分布一致,最大值和最小值的误差分别为1.93%和6.14%。结论验证了相关功能的正确性,证明PANDA平台可以用于实际工程的结构分析中。     

一种提高飞行器结构天地力学环境地面试验有效性的方法及其应用

目的研究提高飞行器结构地面试验有效性的途径。方法计算同一被试件结构在飞行状态和地面试验状态下的有限元模型,测量地面试验状态下的模态以验证有限元模型的正确性;计算各特征点(也可以是遥测点)在天地状态下的响应,用机器学习法获取各特征点的映射关系模型;基于该模型由飞行点响应(或遥测数据)确定出地面试验件对应点的响应,并用载荷反求法得到它们的等效载荷;最终确定施加在试验系统上的载荷。结果以细长体结构为例,所得到由其组成试验系统的有限元模型与实测模型之间的固有频率最大相对误差为6.76%,利用映射关系模型预测出对应点在飞行状态下的振动响应。确定了飞行状态下结构响应的特征点,由地面试验系统所对应的响应点反推出应施加的载荷为60 N。结论利用天地数值计算-地面试验验证联合法,无需在地面试验状态下刻意模拟飞行状态的边界条件,确定出所需要施加的载荷,从而提高了飞行器地面试验的有效性。     

旋转尾翼火箭测试平台平衡滚速分析与弹道设计

目的分析旋转尾翼对火箭测试平台平衡滚速的影响,基于旋转尾翼式火箭测试平台开展飞行弹道设计。方法以旋转尾翼火箭测试平台为例,分析旋转尾翼、箭体和滚动轴承间的受力,建立旋转尾翼火箭测试平台箭体和尾翼滚转通道动力学模型,分析旋转尾翼不对称性、不同摩擦力系数时旋转尾翼对平台箭体平衡滚速的影响关系,并以倾斜有轨发射旋转尾翼火箭测试平台为例,开展弹道设计与仿真。结果采用旋转尾翼设计,当滚转等效舵偏较大时,能够降低固定尾翼平台平衡滚转。随着滚转等效舵偏的增加,箭体的平衡滚速不会持续增加,箭体的平衡滚转速度将稳定在4.4 rad/s左右。旋转尾翼轴承摩擦力系数显著影响旋转尾翼对箭体平衡滚速的抑制作用。经过弹道设计仿真,箭体的平衡滚速为4.01rad/s,满足试验载荷对转速的需求。结论旋转尾翼能够有效抑制箭体的平衡滚速,基准弹道设计满足飞行试验要求。     

基于三维动力学模型及试验数据重用技术的全箭模态分析

目的在运载火箭设计过程中,获得精确的全箭模态数据,为火箭总体设计提供关键输入参数。方法针对全箭动特性数据的高效高精度获取问题,提出并实践基于三维动力学模型和试验数据重用相结合的模态参数获取方法,包括高精度全箭三维动力学模型建模技术、数据重用技术、多状态模型修正技术、模型综合技术。结果解决了界面连接刚度未知条件下的全箭模态精确预示难题。在设计阶段给出了高精度的动特性数据,分析结果与靶场试验结果比对,一阶弯曲频率误差在2%以内,斜率误差在4%以内,分析结果通过了靶场竖立模态试验验证,最后进一步通过型号首飞成功验证。结论靶场竖立模态试验验证和型号首飞成功验证说明提出的获取全箭动特性参数方法高效可靠。     

火箭测试平台多通道脉动压力微弱信号调理电路设计

目的实现火箭测试平台多通道脉动压力微弱信号调理电路设计。方法基于高性能仪表放大器进行低噪声放大电路设计,仪表放大器输入端引入RFI滤波器,抑制射频干扰,显著减小电路输出噪声。模拟信号输出端集成ADC转换单元,实现模拟信号的数字化传输,进一步降低模拟信号传输干扰。实现信号调理电路小型化设计,将4个通道脉动压力信号调理电路集成到一块40 mm×35 mm的电路单板,实现对4个通道脉动压力传感器的供电、信号调理及数字化等功能。通过多个单板的组合化设计,实现多通道脉动压力信号调理电路设计。结果获得了信号调理电路的本底噪声水平,通过风洞试验验证了信号调理电路设计的正确性。结论设计的多通道脉动压力微弱信号调理电路可应用于火箭测试平台,具有抗干扰、小型化、组合化等特点。     

再入飞行力热环境预测与试验技术研究进展

总结了近5年来再入飞行力热环境预测与试验技术的研究进展。针对高速绕流流场引起的宽频声振环境和瞬态热环境,调研了国内外在上述环境的数值模拟预测、等效模拟试验和试验观测方面的最新研究情况和目前仍面临的难点问题。重点介绍了中物院总体所围绕再入飞行力热环境预测与试验方面开展的研究工作和已取得的部分研究成果。提出了后续研究方向和建议。再入飞行力热环境数值模拟预测技术和等效模拟试验技术在飞行器的设计、验证方面将发挥更加重要的作用,朝着再现实际飞行力热环境的终极目标继续迈进。     

固体火箭发动机全寿命环境载荷分析

目的对固体火箭发动机全寿命环境载荷情况进行分析,掌握其特性和变化规律。方法在分析固体火箭发动机使用环节主要环境载荷因素基础上,对实测获取的典型固体火箭发动机服役区域的环境载荷数据进行分析。依据固体火箭发动机全寿命服役历程情况,给出全寿命环境载荷的编制方法。结果根据发动机典型服役历程环境载荷特点和服役历程,可以有效掌握发动机全寿命周期内的环境载荷情况。结论该方法具有较好的可操作性,从而为固体火箭发动机结构完整性评价和寿命试验评估提供基础数据。     

飞行器绕流流场脉动压力环境预示方法探讨

目的预示飞行器绕流流场的脉动压力环境。方法基于湍流理论,根据飞行器绕流流场脉动压力的产生机理、流动特征及其研究难度进行分析,从理论研究、风洞实验、数值模拟等研究手段探讨脉动压力环境的预示方法,并考虑工程问题中飞行器绕流的高马赫数、高雷诺数特征,对比不同研究方法的优劣。结果风洞实验是获取飞行器脉动压力环境的有力手段,针对典型外形的实验数据,结合理论推导分析,拟合获得了一系列半经验关系式。时均流场与半经验关系式相结合的方法能够快速评估获得飞行器表面的脉动压力环境,在工程中广泛应用。直接数值模拟方法能够精确刻画流场结构,准确预示脉动压力环境,应用前景光明。结论风洞实验、基于半经验公式和时均流场的预示方法以及直接数值模拟方法在飞行器脉动压力环境预示中能够发挥重要作用。     

火箭测试平台多通道脉动压力的同步采集与数据回收

目的实现火箭测试平台多通道脉动压力的同步采集与数据回收。方法在多时钟的采样系统内,采用统一的同步触发信号作为各通道的采样使能,实现40通道脉动压力的同步采集。采用"采存分离"的设计方法将存储电路从采样系统中分离,仅对存储电路进行抗冲击防护,通过火炮试验考核抗冲击性,通过回收存储电路实现数据回收。结果 40通道的采样同步精度被控制在了5个时钟周期内。存储体通过1000 m/s以上的冲击速度考核,数据全部回收。结论多时钟采样系统采用统一的同步触发信号可有效保证采样的同步性。在飞行载体弹舱空间受限的情况下,"采存分离"的方式可以在不增加体积和质量的前提下,极大增强数据记忆体的抗冲击能力,提高数据回收概率。     

远程火箭弹高弹道飞行温度环境分析

目的在不采用防热涂层的前提下,为满足远程火箭弹高弹道飞行的防热需求,提出增加壳体厚度的设计思路。方法通过弹道耦合的气动加热计算,分析不同材料、不同厚度壳体的弹头壁面在飞行过程中的温度变化情况。结果壳体厚度达到20 mm以上时,铝、钢、铜三种材料壳体的外壁面温度均低于150℃,而相同厚度的壳体,钢壳的降温能力最强。结论增加壳体厚度可以有效降低弹头壳体壁面温度。     

飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真方法研究

目的实现颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真,预测操纵面脉冲激励结构响应。方法提出一种飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真方法。该方法以飞机结构动力学有限元模型为基础,建立颤振试飞气动力模型和操纵面脉冲激励力模型。结果以上述模型为基础建立的飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真模型,实现了颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真。首先建立了带副翼单机翼模型操纵面脉冲激励响应仿真模型,并实现了激励响应仿真分析,得到了结构响应幅值。结论开展了全机模型操纵面脉冲激励响应仿真分析,并将仿真结果与飞行试验结果进行对比,两者结果基本一致,验证了该方法的有效性。