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。     

再入环境测量火箭测试平台总体设计与关键技术

目的研究弹头再入飞行时表面的脉动压力等参数特征及变化规律,借助火箭测试平台飞行试验,同步获取自由飞行状态下载荷段外部脉动压力、时均压力、温度与内部结构振动、冲击响应数据,认识和预测脉动压力载荷与结构响应的相关性,同时为结构响应等效的数值模拟验证提供支撑。方法根据飞行试验测试的目的和要求,计算火箭测试平台的总体参数和设计系统组成,开展总体设计技术、测试系统设计技术、防热设计技术、气动弹道设计技术等关键技术研究。结果设计了再入环境测量火箭测试平台,并完成了地面试验验证,用于开展飞行试验,获取典型再入环境下的气动力热数据、弹道参数和结构响应数据。结论通过地面试验,验证了再入环境测量火箭测试平台总体设计的正确性和系列关键技术的有效性。     

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。     

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。     

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。     

冲压发动机热结构振动环境预示研究

目的研究脉动压力作用下冲压发动机燃烧室热结构振动环境预示方法。方法建立发动机结构的力学模型,同时开展相应的常温和热模态试验,对有限元模型进行对比、修正,以最终得到的力学模型为基础,分段对发动机结构施加脉动压力,完成冲压发动机脉动压力作用下热振动响应计算,并与试验结果进行对比分析。结果预示结果与试验结果基本相符,验证了所采用的冲压发动机振动响应分析方法和技术途径的可行性和正确性。结论这种热-结构分析方法可用于冲压发动机振动环境预示,同时也可用于优化发动机结构设计,对飞行器研制初期环境预示及结构设计工作具有重要的工程应用价值。     

钝锥表面脉动压力风洞试验研究

目的获得钝锥在风洞实验连续变雷诺数过程中表面脉动压力的变化规律。方法基于利用超声速风洞,研究Ma=6、α=0°工况下,单位长度雷诺数从4.5×10⁷ m^-1连续变化为1.0×10⁷m^-1过程中钝锥表面脉动压力时域、频域的变化规律。结果在雷诺数从高到低变化过程中,钝锥表面测点脉动压力时域信号幅值出现了瞬间下降现象。基于自由来流动压归一化脉动压力时域信号显示,转捩过程中归一化脉动压力较层流、湍流状态更高。从频域特性上看,10kHz范围内,转捩过程中6k Hz附近能量优先增长,并且逐渐往整个低频段扩展,整个频段归一化功率谱密度较湍流状态更高。结论在给定的马赫数与攻角工况下,湍流状态钝锥表面脉动压力归一化功率谱密度特性与来流雷诺数无关。边界层转捩时,基于来流动压归一化脉动压力功率谱密度较湍流更高,归一化脉动压力均方根系数约为湍流状态的2倍。环境工程及结构设计工程师在开展再入环境研究以及结构设计时应该对再入过程中出现的转捩现象予以关注。     

飞机飞行振动预计技术研究

介绍了飞机飞行振动的主要来源和特征,分析了传统预计方法的不足,针对飞机飞行振动与高度、马赫数和攻角等飞行参数呈非线性关系的特点,提出了基于BP神经网络的飞行振动预计新技术,建立了预计模型,通过8组建模样本训练网络,确定了预计模型中的各个参数值。预计结果和实测飞机飞行振动信号比较分析表明,该方法预计精度高,验证了BP神经网络预计飞机飞行振动的可行性。     

再入攻角对弹头锥身气动热环境及结构热响应影响研究

目的分析再入弹头锥身气动热环境及结构热响应,研究再入攻角振荡对其影响规律。方法建立基于工程法的气动热/结构热响应耦合计算方法,并采用该方法开展锥身典型位置气动热环境及结构热性计算分析。结果随着再入攻角的振荡衰减,各典型子午面冷壁热流密度曲线围绕90°子午面热流密度曲线振荡,其振幅呈现先振荡增大、后振荡衰减的变化规律。与90°子午面相比,各子午面总加热量均有所增大。再入攻角振荡引起的金属层外壁面温度最大振荡幅值为3K,但对最终时刻结构温度影响较小。结论计算弹道条件下,再入飞行攻角振荡对气动热环境及结构热响应影响较小,可通过增加余量的方式给予考虑。     

“航天飞行器力热等耦合环境评价与防护技术研究”专题序言

正新型航天飞行器服役条件更加恶劣,如针对高超声速飞行、星际再入飞行等新的需求,飞行器在临近空间长航时高速飞行或再入大气层时,所经受的气动热环境较其他更为恶劣;大型复杂在轨航天器由于太阳辐照和空间冷黑背景影响,会导致轻质低刚度结构热致振动和不稳定。耦合效应更加显著,涉及多尺度、多物理场、多过程的耦合问题。航天飞行器力热等耦合环境评价与防护技术研究成为越来越重要课题。     

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。     

某车载油箱在随机振动环境下的疲劳寿命研究

目的 针对某车载油箱高周疲劳寿命难以预测问题,研究该设备在随机载荷环境下的疲劳寿命。方法 首先通过模态试验得到油箱固有频率及振型,然后利用Solidworks建立该车载油箱的仿真模型,在ANSYS Workbench软件中进行模态分析、随机振动分析、谐响应分析。最后利用ANSYS Workbench软件中的nCode SN Vibration (DesignLife)模块,在随机振动疲劳寿命频域分析法基础上,通过nCode模块中的Narrowband法进行油箱在多个加速度功率谱密度下的疲劳寿命研究。结果 该油箱在约束模态试验和仿真分析下所表现的动力学特性基本相同,油箱纵向为振动严酷方向。在已知加速度功率谱密度下,油箱疲劳寿命随低阶固有频率处功率谱密度幅值的增加而降低,但油箱薄弱部位始终保持不变。结论 建立的仿真模型准确,可为油箱优化设计及后续油箱疲劳试验提供参考。     

振动-噪声复合试验控制技术研究

目的解决振动-噪声复合试验中的几个控制问题,提高再入飞行动力学环境地面模拟试验的准确性。方法对振动-噪声复合试验控制原理和载荷特征进行分析,并用试验的方法对振动-噪声复合试验实施过程中两种载荷的相互影响进行测定,用统计方法对影响程度进行评估。结果振动台运行噪声对噪声控制的结果基本无影响,噪声对振动控制结果的影响程度与控制点位置有关。噪声场中振动传感器的测量本底会明显升高,试验实施过程中应尽量将传感器安装在产品内部。结论振动-噪声复合试验中2种载荷对彼此控制的影响可能会对试验结果产生影响,但只要试验设计合理,这种影响可控制在可接受范围内。     

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。