高超声速火箭橇凿削磨损机理分析

针对高超声速下火箭橇运行过程中凿削磨损产生的机理模糊不清问题,基于有限元-光滑粒子流体动力学法(FEM-SPH法),利用有限元软件ABAQUS构建了三维火箭橇靴-轨模型,FEM-SPH法是一种既能保证计算精度,又能克服网格畸变的新型模拟方法。在该模型中,滑靴和轨道所使用的材料分别为VascoMax 300钢、AISI 1080钢,并赋予各自材料属性,通过设定航向速度为2000 m/s,竖直速度为2.5 m/s以及温度为673 K,模拟了高超声速下靴-轨凿削磨损现象的演变过程。模拟结果表明:凿削磨损是在高温高应力作用下和靴-轨之间形成嵌入式结构后,经过持续地破坏滑靴底部所产生的,最终形成泪滴状蚀坑。进一步分析表明,竖直速度和温度的增加都会提高凿削发生的概率。在航向速度为2000 m/s、初始温度为673 K时,竖直速度超过1.50 m/s就会发生凿削现象;在航向速度为2000 m/s、竖直速度为2.5 m/s,温度超过293 K就会发生凿削现象。该研究成果不仅有助于高超声速下靴-轨凿削磨损的产生机理进一步完善,还为高超声速火箭橇试验的安全发射提供了新的理论支持。

基于光电标签的火箭橇全程测速技术研究

火箭橇试验在兵器研制和性能测试上起着至关重要的作用,现有火箭橇测速方法均存在一些不足之处,针对火箭橇试验中全程速度测量难题,提出了一种基于光电标签的火箭橇全程速度测量方法;建立了光电标签的探测模型,对光电标签的原向反射特性进行研究,分析并仿真了传感器在动态测量中的信号变化过程,基于信号的频率特性对光电探测器件与信号处理电路进行选型,设计并搭建出硬件测量电路,对系统进行了测试与验证;实验结果表明:传感器对光电标签的探测距离可达40 cm,系统速度测量范围满足了火箭橇试验在兵器靶场上的应用,与传统方法相比,光电标签法成本更低、易实现,在火箭橇全程速度测量中有更广泛的应用场景。

火箭橇弹射救生试验测试技术现状及发展趋势

通过查阅大量国内外飞机弹射救生文献资料和实施多次火箭橇弹射救生通道清理试验,对火箭橇弹射救生试验测试技术进行了系统梳理,从光学图像测试和力学测试这2个方面对通道清理、座椅弹射、氧气供给、人-椅分离、乘伞下降和安全着陆这6个试验分系统凝练试验测试内容,并按测试对象进行相应测试方法介绍,提出未来火箭橇弹射救生试验测试将朝着火箭橇平台高超声速试验能力、飞机变姿态试验和测试系统智能安全小型化的方向发展。

高超声速火箭橇气动特性优化与风洞试验

为研究如何在不额外增加稳定装置的基础上提高超声速条件下火箭橇的在轨运行稳定性,基于数值分析方法开展了高超声速火箭橇气动特性优化设计,并通过风洞试验对优化后的橇体进行了不同工况下的气动特性研究。建立了基于SST湍流模型、N-S控制方程的火箭橇气动特性数值分析方法,通过经典双椭球模型对计算方法的准确性进行验证。基于气动特性数值分析方法开展橇体气动外形设计,对整流板俯仰角、侧偏角以及前、后滑靴的位置进行优化。通过风洞试验对优化后的橇体进行不同工况下的气动特性研究,分析马赫数、雷诺数以及轨道和地面效应的影响。研究结果表明:火箭橇高超声速气动特性数值分析方法的精度约为86.94%,可以用来模拟火箭橇在高超声速流场中的气动特性;在Ma=5时,优化后的模型相较于优化前的模型,气动阻力减小了约23.57%,气动升力减小了约38.49%;随着马赫数的增加,橇体阻力系数呈下降趋势,当Ma从4增加到6,橇体的阻力系数下降约19.98%;橇体升力系数与俯仰力矩系数均随着雷诺数的增大而增加,Ma=5,当雷诺数从1.80×10^(7)变化到3.60×10^(7)时,橇体的阻力系数与俯仰力矩系数分别增加约8.95%和13.09%;轨道和地面会导致橇体阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数同时增加,其中俯仰力矩系数的变化最为显著,3组对比试验的俯仰力矩系数平均增量约为992%。该研究可为高超声速火箭橇设计提供数据支撑,具有一定的工程应用价值。

高超声速火箭橇刨削效应仿真与验证研究

为形成具有高置信度水平的火箭橇试验刨削效应分析能力,基于真实的在轨试验刨削数据,开展了高超声速火箭橇刨削效应仿真与验证研究。首先,通过分析火箭橇在轨试验真实刨削数据,获取了典型刨削现象的参数描述;通过化学成分和金相显微组织检测,实现了基于绝热剪切理论的刨削机理闭环验证。然后,利用静态拉伸试验和高温双同步Hopkinson杆试验,获取了Johnson-Cook本构模型参数。最后,使用物质点分析方法,开展了火箭橇垂向速度分别为1.75、2.00和2.25 m/s的3种工况刨削效应仿真,得到了与真实试验刨削形貌基本一致的仿真结果。仿真结果与在轨试验真实数据对比显示,当滑靴垂向速度为2 m/s时,刨削坑长度、深度实验和仿真偏差分别为1.8%、-3.9%,均未超过5%,达到了较高的一致性,验证了物质点方法分析刨削的适用性。该方法和参数取值可以作为后续高超声速火箭橇试验试前刨削安全性评估的参考。

弹射救生火箭橇气动特性数值模拟及试验验证

针对高速运行条件下飞机弹射救生试验难题,全尺寸火箭橇试验是低风险、高费效比的研究手段。为确定气动力对弹射救生火箭橇工作状态的影响,本文建立了全尺寸双轨弹射救生火箭橇模型,在CFX平台上对比分析了k-ε、k-ω和SST这3种湍流模型对数值模拟结果的影响,结果表明湍流模型对计算结果相对误差小于1.5%。基于SST湍流模型,对弹射救生火箭橇橇体和座舱两部分的气动特性进行了数值模拟。结果表明:亚音速和跨音速条件下,弹射救生火箭橇的等效阻力系数随速度的增加而单调递增,橇体和座舱阻力之比随速度增加呈现先减少后增加的规律;火箭橇橇体对弹射救生座舱舱盖的阻力、升力及压强影响均较小,两者计算误差小于16%,火箭橇流场对飞机座舱舱盖切割性能测试影响较小。在亚音速条件下开展了弹射救生火箭橇试验,实验结果与计算值吻合较好,验证了数值模拟方法的可靠性,研究结论可为飞机弹射救生试验提供思路。

地面效应影响下的高速火箭橇气动特性数值与风洞试验研究

精确预示地面效应下高速火箭橇的气动特性及流场规律对高速火箭橇的设计和评估具有重要意义。本文应用有限体积方法,研究了湍流模型对火箭橇气动特性计算精度的影响,建立了基于realizable k-ε湍流模型的火箭橇气动特性的高精度数值计算方法;结合风洞试验方法,研究了雷诺数和地面效应对高速火箭橇流场流动规律的影响,分析了火箭橇气动特性。结果表明,火箭橇阻力系数随雷诺数增大而减小,升力系数和俯仰力矩系数随雷诺数增大而增大,但雷诺数对高速火箭橇气动特性的影响较小;地面效应会使火箭橇流场发生激波-激波干扰、激波-边界层干扰和激波反复反射等复杂气动现象,大幅提升了火箭橇的升力系数和俯仰力矩系数,但对阻力系数的影响较小。研究为高速火箭橇气动外形的设计及运动稳定性的评估提供依据。

标准地铁收缩管防爬器结构参数研究

为满足新法规标准和企业技术标准的要求,提出了一种收缩管防爬器设计方案。通过方案设计、材料试验构建收缩管防爬器的有限元模型,并制造样件进行台车碰撞试验验证有限元模型的有效性。通过数值仿真研究结构参数对其耐撞性的影响,并得出其影响规律:收缩管的壁厚每增加1 mm,平台力约增加56 kN;摩擦因数每增加0.01,平台力约增加30 kN;摩擦锥面轴向长度每增加1 mm,平台力减小11~15 kN,不具有线性关系。研究结果表明,通过该参数分析方法设计的收缩管防爬器结构能满足技术要求,其中壁厚和摩擦因数对吸能特性影响较大,摩擦锥面轴向长度影响较小,合理选择参数组合可以得出需要的结构方案。

火箭橇试验方法综述

结合我国航天器、航空器、常规武器装备以及民用高新产品全面、快速发展的背景,针对以测试技术促进飞行器先进性、可靠性提升的总体需求,详细介绍了火箭橇试验系统,基于试验分类阐述了火箭橇试验能力并归纳总结了国内外火箭橇试验基础技术发展现状。旨在加深人们对火箭橇试验的认识,充分挖掘火箭橇试验的巨大潜力,使火箭橇试验真正成为支撑航天、航空、兵器、船舶、电子等各领域飞行器研制的一种地面高动态试验,更有效地发挥试验测试在国民经济发展和国防事业建设中的作用。

高超声速火箭橇试验动力学参数测试方法

针对高超声速火箭橇试验,对被试品、橇体、滑靴结构动力学参数的高精度、高可靠性测试需求,提出了一种基于标定技术和可靠性设计的橇载动力学参数测试方法。该方法在橇载动力学参数高精度采集、存储测试的基础上,分析了测试环境的特点,通过测试系统构建,系统标定,数据处理方法研究,可靠性设计,并经过试验验证。试验结果表明,通过系统标定、安装结构设计、可靠性设计等研究,显著提高了高超声速火箭橇试验橇载动力学参数的测试准确性和可靠性。

超声速火箭橇试验气动压力参数测试方法

针对超声速火箭橇试验对被试品表面压力场分布高精度测试需求,提出了一种基于标定技术和数据算法优化处理的气动压力测试方法。该方法在气动压力特性高精度采集、存储测试、气密性检测的基础上,分析了温度对压力传感器响应特性的影响,通过测试系统构建和对压力传感器标定,建立了有关算法,并经过验证。结果表明,利用标定的数据通过数据处理算法修正,提高了测试精度。

保险杠安全性能仿真分析与试验研究

针对某乘用车原钢制保险杠低速碰撞变形大的问题和汽车轻量化设计的需求,新开发了铝合金保险杠。分别建立了原钢制保险杠和新开发的铝合金保险杠的有限元模型,对其进行了三点静压仿真,并进行了试验验证。结果表明,铝合金保险杠强度性能优于原钢制保险杠。通过台车碰撞仿真和试验,分析了两款保险杠的耐撞性,相同工况下铝合金保险杠防撞梁的变形量和台车减速度值均小于钢制保险杠,其耐撞性优于原钢制保险杠。

儿童约束系统误使用安全性试验研究

儿童约束系统误(CRS)使用是一个普遍存在的问题,而儿童约束系统只有在正确使用的情况下才能充分发挥其保护作用。对儿童约束系统的误使用情况,本文报告了在北京地区对儿童家长进行的问卷调研。中国儿童安全座椅误用率在70%以上,儿童安全座椅使用者对于误使用概念模糊且意识薄弱。基于这些调研数据以及国外误使用研究数据,针对8种常见的儿童安全座椅误用模式,进行了台车碰撞模拟试验研究。试验结果表明:儿童座椅的误使用对儿童安全性的影响显著,其中儿童肩带在儿童腋下的误使用模式,是对安全性影响最大的误使用模式,它可导致HIC15(15 ms间隔的头部伤害指标)增加500%。

PG-15型节制杆式台车试验技术研究

本文介绍了节制杆式台车试验系统的工作原理和设计过程。通过模拟吸能器受力和流体运动分析,建立数学建模,推导节制杆的设计数学模型。通过碰撞模拟试验和实车碰撞试验对比,模拟滑车可以再现实车碰撞的动力学过程。

台车试验中钢板布置的研究

为在台车试验中准确复现车身B柱加速度波形,以机械式缓冲吸能器及其钢板布置为研究对象,分析了碰撞中台车位移、钢板位移和钢板长度三者的关系;通过台车模拟试验过程的仿真,揭示了不同长度单片钢板的加速度特性和碰撞初速度对它的影响,以及单片钢板的半脱离特性。最后总结出台车试验中钢板的布置方法,利用它可复现任何碰撞波形。

惯性平台系统火箭橇试验数据处理方法

火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力,可以在综合环境条件下对惯性测量装置的功能和精度进行验证。针对惯性平台系统开展了3km火箭橇轨道的功能验证试验,对振动传感器的数据进行了过载分析和振动量级的谱分析。研究了惯性平台系统火箭橇试验后的数据处理方法,包括振动传感器对橇体运行的过载和振动量的分离方法,遮光板光电组件的位置和速度微分方法,以及惯性平台系统的导航算法等,并通过数据比较,对惯性平台系统的性能和功能进行评价。由于遮光板外测系统的采样时间和观测量与捷联惯性测量装置不同,还探讨了试验后观测信息之间的转换、同一时刻不同信息数据的比较等数据处理方法,通过数据比较验证了惯性平台系统在火箭橇试验时的功能正常。该研究对惯性平台系统进一步开展精度验证和误差系数的分离奠定了基础。

冲击片雷管在大型战斗部传爆序列中的应用

针对大型战斗部高安全性、高可靠性的起爆要求,设计了一种以冲击片雷管起爆传爆药柱的直列式传爆序列,分析了试验用冲击片雷管的起爆感度,并对冲击片雷管在静态以及动态条件下的传爆性能进行了试验验证。结果表明:冲击片雷管在70℃、-40℃、常温以及1.6mm的传爆间隙条件下,能够可靠起爆聚黑传爆药柱;在高速740m/s、低速370 m/s条件下传爆序列能够可靠传爆并作用,试验结果说明冲击片雷管的起爆性能满足大型战斗部的要求。

汽车碰撞台车模拟试验吸能器的研究

介绍一种钢筋阻尼吸能器,经过理论计算,该吸能装置可通过调节钢筋的种类、数量、长度和放置方式,复现不同车型、不同碰撞车速条件下的车身减速度波形,可广泛用于汽车安全部件的开发及试验验证。

惯性测量装置火箭橇试验外测数据融合方法

在3 km火箭橇试验的基础条件下,为解决惯性测量装置火箭橇试验中雷达外测系统、遮光板外测系统和GPS系统的时间不同步、初始状态不一致以及分离误差采用单一外测数据的问题,通过解算和分析火箭橇试验过程中的雷达外测数据、遮光板外测数据和GPS外测数据的数据特点,探究了一种雷达外测、遮光板外测和GPS系统的数据融合方法。该方法有效的利用了雷达的测速精度和遮光板的位置精度,弥补了水刹车段外测手段单一的不足,成功将各外测系统融为一体,系统位置精度小于0.02 m,系统测速精度小于1‰,为惯性测量装置的误差分离提供了一个完整、准确的外测系统。

验证石英加速度计误差模型的火箭橇试验

火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力,可以在综合环境条件下对惯性测量装置的误差模型进行验证。文中主要针对高精度捷联系统中的石英加速度计,利用3Km火箭橇轨道,根据误差模型的特点以及误差系数的可观性设计了过载曲线和安装方式。分析了雷达测速不能满足外测精度的要求,对遮光板测速精度和定位精度分别进行了分析。遮光板测速对布点之间的最小距离有严格的限制,而定位的优点是对最小距离没有要求。从仿真结果来看,在外测采用遮光板时,测距精度对石英加速度计的误差系数分离置信度大于测速精度。因此,利用火箭橇试验验证石英加速度计误差模型时,应该采用遮光板的位置信息,遮光板的布点之间距离应尽可能小。