摘要：为弥补经验方法的不足,对某五环锥伞进行了无限质量情况降落伞充气过程的流固耦合数值模拟和飞机减速过程开伞试验。应用任意拉格朗日欧拉流固耦合方法数值模拟了折叠降落伞的三维充气过程,将计算结果和有限质量充气情况下的试验结果进行了比较:数值计算所得到的伞衣摆角、充满时投影直径、阻力特征都和试验情况一致。充气时间和开伞载荷受速度影响很大,经速度修正后,充气时间略快于试验结果,最大开伞载荷和试验结果高度一致。以上表明无限质量情况下流固耦合数值模拟能够预测降落伞的充气性能,对降落伞设计和试验具有一定的参考价值。

摘要：通过对固定在卧式铺丝机两端进行铺丝作业的机身壁板模具的力学分析,确认模具重量和截面惯性矩为模具刚度的主要影响因素。首先使用拓扑优化进行隔框截面布置,然后依据隔框之间的传递路径提示和钢结构节点设计原理构造出工程化的基础设计方案。在基础设计方案上遴选出型面厚度,赋型筋板厚度以及隔框数量3个影响因素,并针对这些影响因素进行正交试验设计与仿真分析。结果表明,减少隔框数量,优化赋型筋板和型面厚度能够实现模具刚度提升与模具轻量化性能的平衡。

摘要：采用质量阻尼弹簧模型分析了阻力伞拉直过程的影响因素,包括引导伞阻力面积、伞系统弹性模量以及线密度等。分析表明,在200～300km/h的放伞速度范围内,阻力伞的拉直时间和最大下落距离随放伞速度的增大而减小,而阻力伞系统的张力变化则相反;增大引导伞阻力面积或减小伞系统线密度,能明显地减小拉直时间和最大下落距离;阻力伞系统的弹性模量对拉直过程中运动轨迹的影响相对较小。放伞速度、引导伞阻力面积与阻力伞系统线密度是影响阻力伞放伞拉直过程的关键因素,该研究可为阻力伞系统工程设计提供分析依据。

摘要：针对降落伞折叠展开数值模拟中需要解决的降落伞多层折叠建模这一关键技术问题,根据降落伞折叠的特点,提出一种采用初始矩阵方法修正直接折叠模型的方法.该方法采用单元坐标空间转换实现直接折叠建模,通过映射关系将映射网格和参考网格间差异作为初始位移施加在映射网格上,从而对直接折叠产生的初始单元误差进行修正,以解决由于初始单元误差造成计算结果不准确的问题.最后以某模型降落伞为例进行了降落伞的多层"Z"型折叠建模,通过计算对比和风洞实验证明了文中方法的可行性和合理性;该方法不仅可以解决降落伞折叠建模问题,对其他柔性织物体积压缩比大的折叠建模也有一定的指导作用.

摘要：在简要描述燃油箱冲洗惰化工作过程的基础上,根据质量守恒方程,氧氮溶解逸出方程及气体通过孔口流动方程,建立了通用的多隔仓燃油箱数学模型,并给出了采用龙格库塔法求解的初始条件。选择一个具有4个隔仓燃油箱作为研究对象,并采用国产分离膜产生富氮气体,分别设计了单流和双流两种模式,对燃油箱进行冲洗惰化仿真计算,分析了燃油箱平均氧浓度和各个隔仓中氧浓度随飞行包线的变化关系。研究结果显示,两种模式均可以保证燃油箱上部气相空间平均氧浓度满足低于12%的要求。虽然单流模式较双流模式简单,但是单流模式中无法避免外界空气进入燃油箱,因此某些隔仓在俯冲下降阶段氧浓度会高于12%,而双流模式可在整个飞行阶段保证隔仓氧浓度不超标。

摘要：文中针对某型号搜索雷达水铰链在使用过程中存在的动密封补偿量小、质量稳定性差引起的渗漏问题,提出了一种新颖的机械密封结构形式。基于该结构现有的轴向高度和接口,对密封方式、流道设计和弹性元件等进行了全新的设计改进,并指出了改进的关键技术。经过长时间的试验验证和工程应用,从未发生渗漏。试验后拆开密封件,密封端面基本无磨损,能满足使用寿命要求,证明了改进措施的有效性,可以在高转速搜索雷达中推广应用。

摘要：为获得新型圆周缝结构救生伞的充气性能,文章采用任意拉格朗日欧拉流固耦合方法对该救生伞进行了充气过程的数值模拟,用空投试验结果验证了该数值方法的可行性。数值结果得到了绕伞衣流场、伞衣外形、运动的动态信息,对数值结果的分析发现初始充气阶段后期流场对上部伞衣影响很大,为充气过程中上部伞衣的控制提供了依据,但是初始充气期救生伞的摆动角度小于充满期。对于结构透气量不对称设计的伞衣,不对称充气是绝对的,圆周缝会首先在结构透气量少的部位张开。结果表明,对不同的圆周缝节点设计不同的开缝力将有助于保持良好的对称充气状态,改变开缝力的设计参数将会改变圆周缝的开缝时间及圆周缝完全张开所需的时长,将达到更好的减载效果。研究结果对圆周缝型降落伞的优化设计有一定的参考作用。

摘要：建立了适用于临近空间条件下的密闭式弹射座椅模型,采用计算流体力学(CFD)方法研究了座椅的外流场。根据外流场研究结果设计了两种可能的稳定减速方案,通过比较气动特性,选取了较优的稳定减速方案。最后,通过性能计算方法研究了座椅出舱后的运动情况,对稳定减速方案的参数进行了优化。

摘要：小型巡飞无人机折叠翼的展开方案对于无人机飞行模式切换具有重要影响。针对无人机折叠翼折叠特点与展开需求,提出同步展开和分步展开2种方案。采用拉格朗日法建立折叠翼展开动力学模型,应用气动力仿真软件计算折叠翼在展开过程中所受空气阻力,得出折叠翼采用不同展开方案时所需驱动力矩,以驱动力矩作为评判标准,选取折叠翼最优展开方案。仿真计算结果表明,折叠翼分步展开方案可在保证展开到位的情况下,以小力矩在短时间内完成展开运动。针对折叠翼分步展开方案设计折叠翼分步展开机构,并进行结构静强度分析,验证结构方案的可行性。