两种典型尾翼形状对无伞末敏弹气动特性的影响

为研究尾翼形状对双翼无伞末敏弹减速导旋性能的影响,分别对平板尾翼和S-C形尾翼结构末敏弹的气动特性进行研究。基于计算流体力学方法,获得了末敏弹气动外形的流场特性、表面压力分布和阻力系数、升力系数和转动力矩系数随攻角变化的规律。通过自由飞行试验对平板尾翼和S-C尾翼末敏弹进行了动态气动特性研究。数值计算结果显示,平板尾翼和S-C尾翼模型阻力系数在6～9间,其增阻效果明显;两模型升力系数均呈负线性变化,尾翼形状对升力系数影响较小;尾翼形状对转动力矩系数影响明显,平板尾翼几无转动力矩产生,S-C尾翼转动力矩相对较大并随攻角增加而减小。自由飞行试验表明,S-C尾翼结构自由飞行状态下增阻效果好于平板尾翼,并可使弹体获得转动力矩而维持稳定转速,能够实现稳态扫描运动。平板尾翼末敏弹自由飞行稳定性差。     

基于静气弹修正的亚音速大展弦比 飞机疲劳载荷计算研究

本文介绍了一种基于静气弹修正的亚音速大展弦比飞机飞行情况疲劳载荷计算方法,该方法以线弹性变形理论为基础,采用了改进的二元升力线理论计算了翼面的气动力,并在风洞试验数据的基础上计算了刚性飞机压力分布的刚性影响,同时借助于线叠加原理对飞机各部件载荷分布加以确定。通过飞机载荷谱飞行实测数据以验证载荷计算结果,证明本文所使用疲劳载荷计算方法有着相对的高精确度。     

负压贯入式多仓筒式结构施工阶段沉降

针对多仓筒式结构施工阶段沉降控制较难的问题,对多仓筒式结构施工沉降阶段仓内外的土体压力对筒式结构沉降的影响进行理论分析。将筒式结构沉降分为仓内土体沉降和结构下部地基沉降两部分,并针对这两部分沉降分别建立了对应的理论计算模型:一个是仓内土体压力计算模型,应用该模型分析了多仓筒式结构施工阶段仓内土体压力的分布以及仓内土体的沉降;另一个是叠加链杆法地基沉降模型,应用该模型对不均匀受力地基沉降进行计算分析。研究结果表明:多仓筒式结构的沉降与仓内外土体压力的分布状况关系密切;在同一荷载工况下,理论模型的计算结果与数值模拟、模型试验结果比较吻合,证明所建立的多仓筒式结构沉降计算模型具有较高的计算精度,可以用来精确计算多仓筒式结构的沉降计算。研究结果为多仓筒式结构施工阶段的沉降控制提供了理论基础,并为多仓筒式结构的设计和施工提供了理论参考。     

弹流润滑条件下塑料与钢制齿轮副啮合效率的计算

以弹流润滑理论和高分子材料的粘弹性力学理论为基础，提出了一种计算弹流润滑条件下一对塑料与钢制齿轮啮合效率的计算方法．运用该方法，可以方便地获得任意啮合位置塑料动力齿轮与钢制齿轮副的啮合效率．通过大量计算发现：粘滞发热对塑料动力齿轮的啮合效率有重要影响；塑料齿轮在一个啮合循环中各啮合点的瞬时啮合效率的分布较均匀，变化较平稳；啮合效率受负载力矩的影响较大，在某一范围内存在一个极大值     

水平管弹状流液弹频率的有限振幅界面波模型

应用分流层的平衡液膜理论和有限振幅界面波的势流理论,以不稳定界面波生长至波幅可跨接水平管上管壁为液弹形成的充分条件,导出了水平管弹状流液弹频率的计算模型．应用电导探针在内径２４ｍｍ、长度与内径之比大于６００的水平管中测量了水－空气弹状流的液弹频率．模型计算结果与试验结果相吻合．     

三角形截面弹芯的飞行稳定特性

为了研究三角形截面穿甲弹的飞行稳定特性,在对传统圆截面弹芯运动稳定性分析的基础上,针对三角形截面弹芯的特点,建立了其空中运动数学方程,推导出飞行稳定性判据,分析了三角形截面弹芯飞行时转速比P和气动特征数H、M、T的自身特点以及其对稳定性能的影响,并结合升力线理论和风洞试验数据,给出了气动特征数by、kz随自转角γ的变化规律.最后,通过6-D弹道仿真,对比其与圆截面弹芯在同等条件下的章动曲线、攻角曲线以及稳定因子λ曲线规律,分析得出三角形截面弹芯具有良好的飞行稳定性能.该文为三角形截面弹芯的设计提供依据.     

折叠式主弹翼气动特性研究

针对制导航弹的气动设计要求,设计了一种前后折叠式弹翼.并使用数值计算和工程计算方法研究前后折叠式弹翼、钻石背弹翼以及后折前张式弹翼的气动特性.计算结果表明:前后折叠式弹翼与钻石背弹翼升力系数在攻角较小时接近,在攻角较大时,前后折叠式翼的升力系数大于钻石背弹翼;前后折叠式弹翼的升阻比最大;后折前张式弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最小;钻石背弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最大.     

滚仰式导引头稳定平台动力学建模及驱动力矩计算

为指导滚仰式导引头稳定平台控制系统的设计,结合李群理论,分析了稳定平台运动学描述方法,推导了广义坐标形式的动力学方程.该动力学方程不仅考虑了加速度力矩,而且综合了质量不平衡力矩、框架耦合力矩及弹体运动产生的干扰力矩等非线性力矩.在此基础上分析了导引头跟踪沿光轴切线飞行的目标时的角速度、角加速度参数.最后针对某滚仰式导引头原理样机,数值计算滚转轴的最大驱动力矩为1.828N·m,俯仰轴最大驱动力矩为0.015 6N·m.     

高超声速壁板流固热耦合建模与分析

基于气动热、气动弹性双向耦合的热气弹分析方法,建立了高超声速三维壁板流固热耦合分析模型。气动力计算采用三阶活塞理论,气动热计算采用参考温度法,热传导和结构响应采用有限元方法进行。研究了不同边界条件、飞行轨迹下耦合方式对三维壁板热气弹响应的影响。结果表明:不同流固热耦合机制对高超声速气流中壁板响应预测影响各不相同,表明了研究的必要性。     

钻石背弹翼的静气动弹性研究

使用动网格技术耦合结构模型和气动模型,利用逐次迭代法计算钻石背弹翼的气动弹性变形.使用模态法构造结构模型,求解N-S方程计算气动力.计算了不同刚度弹翼的气动弹性变形以及变形对气动特性的影响并与实验结果对比.结果表明:钻石背弹翼的气动弹性变形量越大,其法向力越小;柔性钻石背弹翼小直径炸弹的法向力大小以及随攻角变化趋势与计算风洞实验结果接近;钻石背弹翼两侧非对称变形会引起滚转力矩,并且滚转力矩随攻角增大而增大.     

倾斜上升气液两相弹状流模型

基于等效弹单元思想,发展了一组方程,以此来预测生趣及近垂直倾斜上升管中充分发展气液弹状流的流动特性,模型中考虑了界面切应力对液膜运动的影响;并在液弹空隙度预测中引入临界气体夹速度的概念,以此来描述弹状流中在在气泡尾部的混合特性,本文提出的模型这径对液弹空隙度的影响,弹状流模型的计算结果得到实验的验证。     

次口径非对称鸭舵对弹道修正弹气动特性的影响

为研究次口径非对称鸭式布局的弹道修正弹气动特性,基于网格装配的方法建立了修正弹气动力计算模型,并通过风洞试验对超音速条件下的计算结果进行验证,从鸭舵绕流、升阻系数和滚转力矩方面分析鸭舵对修正弹气动参数的影响. 研究结果表明,次口径非对称鸭舵使修正弹相比传统弹丸阻力系数增加达14%,但操纵舵引起的升力使弹丸的射程衰减率降至10%. 鸭舵安装角对修正弹升力影响效果大于阻力. 通过工程简化模型将升力分解为操纵舵提供的升力和由于鸭舵的存在使弹体产生的升力两部分,拟合出鸭舵对弹体升力的干扰因子.      

弹流润滑理论在凸轮机构设计中的应用

本文阐述了在凸轮机构设计中 ,建立弹流润滑的重要性 ,概要地介绍了弹流润滑理论 ,提出了凸轮接触表面之间形成油膜的条件 ,并举例进行了计算。     

弹流润滑理论在凸轮机构设计中的应用

本文阐述了在凸轮机构设计中,建立弹流润滑的重要性,概要地介绍了弹流润滑理论,提出了凸轮接触表面之间形成油膜的条件,并举例进行了计算。     

采用热弹流润滑理论数值计算的风电齿轮微点蚀承载能力分析

在线接触热弹流润滑的基础上,对风电主齿轮的热弹流模型进行计算,对比了热弹流润滑和ISO/TR 15144—1计算出的最小油膜厚度及微点蚀安全系数。给出不同啮合点的无量纲压力、膜厚、温度分布图。结果表明:使用热弹流润滑理论直接计算风电齿轮箱微点蚀安全系数是可行的;直接使用热弹流润滑理论计算的油膜厚度小于使用ISO/TR 15144—1计算的油膜厚度;风电主齿轮箱齿面受载分析确定修形量时可以不用考虑热弹流润滑引起的压力分布变化及接触形式变化。     

滚子轴承油膜厚度的计算

本文应用弹流理论，对滚子轴承的油膜厚度进行计算。     

速度对凹陷表面微弹流润滑特征的影响

研究了在稳态速度以及不同的滚滑率等工况下,表面凹坑通过润滑接触区时的微弹流润滑特征。根据对油膜压力、油膜形式以及中心位置膜厚的分析发现,在非稳态速度条件下,凹坑通过弹流接触区引起的微弹流特征与稳态速度工况的区别明显,这一区别来源于凹坑的干扰与速度非稳态干扰的组成与叠加,另外发现,不论何种滚滑率、何种速度,其微弹流基本特征均保持一致,但速度的大小影响干扰凹陷以及几何凹坑在接触区中的深度。     

关于迫击炮弹近弹问题的探讨

本文详细地阐明了“诱导滚转力矩”和“诱导侧向力矩”的产生机理,并应用了“诱导滚转力矩”、“诱导侧向力矩”、“转速闭锁”等概念,从理论上讨论了迫击炮弹出现近弹的三种情况,分析了产生近弹的原因。同时给出了迫击炮弹外形不对称的上限,对如何避免近弹,提出了初步的看法。 本文可供迫击炮弹设计工作者及外弹道研究人员参考。     

点接触摩擦副最大温升的数值分析

提出了点接触热弹流润滑的简化数值解。在等温弹流润滑完全数值解的计算结果基础上,通过联立求解能量方程和热界面方程等,计算出重载条件下点接触弹流润滑状况下的三维温度分布。研究了热弹流问题的温升规律,并提出了油膜和接触体表面的最大温升公式。该公式得到了弹流测温实验的初步验证。     

无安定器航弹刚体运动模型研究

无安定器航弹因不具有传统意义上的飞行稳定性，其飞行过程不同于带尾翼的航弹，现有的以稳定飞行为基础的航弹弹道模型已经无法揭示其运动规律。该文以刚体一般运动理论为基础，引入了斜置坐标系和摆动轴坐标系，提出了航弹摆动角速度矢量轴高低角和方位角、斜置姿态角等概念，确定了姿态角与斜置姿态角之间的转换关系，建立了能够准确反映无安定器航弹空中运动特性的刚体运动模型。仿真计算结果表明：利用该模型求解无安定器航弹的弹道问题，克服了使用常规航弹弹道模型出现的“无界”问题，既可以准确地计算无安定器航弹的质心运动轨迹，还可以准确地描述摆动角速度矢量的变化规律，为全面掌握无安定器航弹的弹道特性奠定了基础。