提出航天铝合金深腔零件整体成形方法,开展预制坯优化设计。对比分析直筒和变径筒两种预制筒坯结构变形规律,数值模拟研究了底部圆角对开口球形件液压成形的影响规律。以直径D=450 mm的球形整体零件为验证对象,进行底部圆角r=60 mm的变径筒形件的液压成形试验验证。结果表明直筒坯液压成形时,赤道位置发生破裂;变径筒坯液压成形时,当胀形压力为16 MPa即发生贴模;液压成形时,筒端口自适应补料,所以上半球的壁厚分布均匀;随着底部圆角越大,筒底部减薄越小,筒壁厚越均匀;当底部圆角为r=60 mm时,开口球壳赤道位置壁厚减薄最严重,减薄率为11.1%,球底部减薄率为9.8%,开口球壳上半球壁厚差为0.17 mm,下半球壁厚差为0.43 mm。

电液伺服机构工作压力由溢流阀调定,其配套的溢流阀性能合格、稳定性对伺服机构整机性能有重要影响。针对溢流阀在研制过程中存在的压力超调、波动大和自振问题,为保证阀门开口稳定性,对节流口制造工艺参数展开优化分析。采用计算流体力学(CFD)计算流体力学的研究方法,建立圆形、方形节流口形式结构的溢流阀模型,采用航空液压油单相体系,选用Reynolds应用模型,分析阀芯内的流场静态特性,检测到方形节流口处流体压力分布均匀。同时使用阀门综合试验台,对2种结构的启动压力和关闭流量进行试验研究。结果表明槽宽0.3 mm的节流口结构为方孔形式,有效地改善了溢流阀开启特性,确保伺服机构的工作压力平稳,性能稳定。

本文利用机器的自由源角速度，水泥地板力矩导纳和隔振支架的劲度系数预测了两个水平方向转动自由度的结构声功率流。并与垂直方向平动自由度的结构声功率流进行了比较，预测结果表明：虽然转动自由度的功率流在所研究的频率范围内均小于平动自由度功率流。但是在500Hz以下的低频段的结构声发射不容忽视。

针对防空反导拦截导弹拦截高突防能力目标的需求,研究了格栅翼与直接力控制结合使用的创新型导弹布局的气动性能。使用计算流体力学(CFD)方法计算了新型布局在不同姿轨控组合喷流时的气动干扰特性,对比研究了典型设计点的无喷、单喷口喷流、组合喷流的全弹主要气动分量和部件气动力。研究结果表明格栅翼应用于高空高速的弹道末端时,格栅内部不会出现壅塞现象;组合喷流的姿轨控可解耦,在气动力数学模型建模时可以主要针对轨控的气动干扰量进行建模,从而极大的简化气动数学模型,减少型号研制成本。研究结论可推广到一般的在弹道末端纯直接力控制的布局气动力数学建模中。

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。

以某型飞行器为例,运用气动参数建模分析的手段,建立典型空气动力学模型。将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对观测量和物理几何参数误差影响辨识精度进行了分析,选用某型飞行器现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,将辨识得到的气动参数进行了仿真验证。利用辨识得到的气动参数仿真计算的弹道与试验结果吻合度较高,说明气动参数辨识可行。

长征四号系列运载火箭是我国长征系列火箭发射中低轨卫星任务的主力火箭。20世纪80年代,长征四号增压输送系统创造性地设计了可适应共底贮箱的三级全程常温氦气定压力增压和主副路增压方案,并成功实施。随着运载火箭高可靠性、高密度及低成本的发展趋势,对增压输送系统技术的发展提出了更高要求。在增压控制、模块化设计及密封等专业技术的基础上,长征四号系列火箭增压输送系统技术不断改进,发展升级了三级数字式增压系统、两级减压、系统冗错能力及新型密封技术应用等,提高了系统可靠性。