摘要：风洞实验是模拟飞行器在空中飞行所受气动力的关键实验。如何提高风洞实验中飞行器固有频率是设计中的重要问题。本文针对飞行器模型的固有频率,通过力学公式进行了推导,获得了张线支撑下飞行器模型的固有频率与张线支撑位置、支撑角度、弹性模量和半径的关系。并结合实验给予验证。研究结果表明:飞行器模型固有频率和张线弹性模量、横截面积成正比关系,改变张线支撑位置与支撑角度不能显著增加本飞行器模型的固有频率。

摘要：针对悬挂式六分量试车台架采用的测力组件,基于材料力学知识,计算确定了测力组件核心部件挠性件的关键尺寸的取值范围。利用材料力学中拉压强度条件、压杆稳定理论以及挠曲线微分方程,对测力组件的模型进行了简化,分析了测力组件肋板厚度与其在极限受力下的强度、压杆稳定下的临界力值以及测力组件侧向刚度之间的关系,并依据强度与侧向刚度的取值大小求得了挠性件肋板厚度的取值范围。利用有限元静力学仿真分析手段,在理论求得的肋板厚度范围内,选取了5个厚度值进行强度与刚度的仿真模拟。结果表明:在理论计算得到的肋板厚度范围内,测力组件均满足强度条件,且侧向刚度大小均处于轴向刚度的0.5‰以内,验证了方法的可行性。

摘要：随着飞行器轨道控制技术的不断提升,对姿控力测试系统测试精度的要求也越来越高。飞行器在高空、低压状态下实现准确控制通常需要以其姿/轨控制系统在地面试验中的关键性能参数为依据。针对高频动态姿控力的测量特点,以压电传感器为核心测试元件,提出了一种4支点高刚度压电传感器布置形式,开发了一种适用于高频动态姿控力的推力矢量测量装置。为探究姿控发动机在测试时产生的高温对测试系统测试精度产生的影响,采用ANSYS有限元软件建立了压电测力仪的多物理场耦合仿真模型,求解了压电测力仪内部传感器的最高温度为38.73℃,最大变形量为0.08 mm。设计了测力仪的温度加载实验,通过实验得到测力仪在加温空载下最大输出不到0.5 N,最大输出误差不到0.1%,实验结果验证了测力仪具有良好的热可靠性。