牟朦
- 作品数：19 被引量：128H指数：6
- 供职机构：北京航空航天大学更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金航天科技创新基金中国航空科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术一般工业技术理学机械工程更多>>
- 高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置
- 高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，包括硅钼加热器阵列、高温陶瓷支座、隔热基座、高温陶瓷平板、高超声速飞行器平面试验件材料、高温隔热材料、热电偶温度传感器与计算机。本实用新型能够在进行高超声速飞行器...
- 吴大方朱林周岸峰俞立平王岳武牟朦
- 文献传递
- 大柔性压电梁振动主动控制实验研究与数值模拟被引量：2
- 2012年
- 采用独立模态控制法对含压电片柔性梁进行了振动主动控制实验研究,实现了压电柔性梁前三阶振动模态的独立控制。由施加控制前、后的系统响应对比分析知,实施主动控制后,柔性结构的模态阻尼得到了很大的改善,振动抑制效果十分显著。同时利用Hamilton原理,推导含压电片柔性梁的动力学微分方程,对压电柔性梁前三阶振动主动控制进行了数值仿真,并将仿真结果与实验结果进行对比分析,两者的吻合性良好。研究结果表明,利用压电陶瓷作为驱动元件,采用独立模态控制法实现柔性结构的振动抑制是一种非常有效的振动主动控制方法,在航空航天等领域中具有广阔的应用前景。
- 吴大方黄良潘兵王岳武牟朦吴爽
- 关键词：压电陶瓷振动主动控制
- 高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置
- 高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，其包括导弹翼面结构试验件、石英灯加热阵列、激振器、陶瓷引伸杆、加速度传感器、计算机与隔热挡板。进行巡航导弹翼面高温热振耦合试验时，由石英灯加热阵列对导弹翼面实施快...
- 赵寿根吴大方王岳武宋凯牟朦
- 文献传递
- 柔性智能结构的振动主动控制仿真和实验研究被引量：3
- 2012年
- 基于模态坐标表示的含压电片结构横向振动系统方程,采用独立模态法直接针对系统的高阶模型设计控制律,利用劳斯判据证明由所设计的控制器引起的控制溢出可被有效抑制,极大地降低了由于模型降阶引起的误差。同时,对压电柔性悬臂梁的高阶振动模态进行主动控制仿真模拟和实验研究,结果表明施加主动控制后柔性悬臂梁的模态阻尼显著提高,受控悬臂梁的振动得到了快速抑制。仿真计算和实验结果取得了良好的一致性。研究结果表明,利用压电陶瓷作为驱动元件,采用独立模态控制法实现柔性结构的振动抑制是一种高效的振动主动控制方法,在航天航空等领域中具有广阔的应用前景。
- 黄良吴大方潘兵牟朦王岳武
- 关键词：振动主动控制压电陶瓷
- 高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置
- 高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置包括高温陶瓷框架、测温热电偶、非金属防热材料平板试验件、硅钼红外辐射加热管与计算机。高温陶瓷框架上有一圆孔，将套有陶瓷绝缘套管的测温热电偶插入高温陶瓷框架的圆孔内，测...
- 吴大方牟朦王岳武宋凯
- 文献传递
- 高速巡航导弹翼面结构热-振联合试验研究被引量：31
- 2012年
- 由于高速巡航导弹飞行速度快、滞空时间长,在气动加热引起弹翼、整流罩和弹体等部件外表面温度升高的同时,还会伴随长时间的剧烈振动。气动加热产生的热环境会使材料和结构的弹性模量、刚度等力学性能发生明显变化,复杂的机动飞行过程又会使结构中出现较大的温度梯度,引起热应力场的改变,进而对导弹结构的固有振动特性带来严重的影响。以高速巡航导弹翼面结构为研究对象,进行了热环境下的翼面结构热-振联合试验,获得了不同温度条件下翼面结构固有频率等振动特性的变化规律,为巡航导弹弹翼结构在高速、热振动环境下的安全设计提供了可靠依据。
- 吴大方赵寿根潘兵王岳武牟朦吴爽
- 关键词：热环境固有频率
- 高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置
- 高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，测温热电偶穿入耐高温陶瓷管内，插入到金属导向套管中，能够在金属导向套管中自由滑动，耐高温陶瓷管上安装有压紧弹簧，产生轴向压紧力使测温热电偶的前端紧压在圆壳形非金属材料弹体的...
- 吴大方朱林周岸峰俞立平王岳武牟朦
- 文献传递
- 高速飞行器轻质防热材料高温环境下的隔热性能研究
- 导弹等高速飞行器大量采用轻质材料进行热防护，但实际使用的轻质防热材料由于在密度、质量、工艺、生产批次等多方面的原因，厂家提供的非连续表征的离散式材料导热系数，与实际的材料热参数之间存在差别。本文建立轻质防热材料高温导热系...
- 吴大方王岳武潘兵牟朦朱林
- 关键词：高速飞行器轻质材料导热系数
- 文献传递
- 高超声速飞行器材料与结构气动热环境模拟方法及试验研究被引量：24
- 2012年
- 文章介绍了自行研制的石英灯红外辐射式气动加热试验模拟系统以及使用该系统对高超声速飞行器材料与结构进行的高温热评价试验。本热试验系统可实现升温速率高至200℃/s的非线性热冲击过程的动态模拟;能够生成1.8 MW/m2热流密度的瞬态非线性热试验模拟环境;能将试验环境温度提高到1 500℃。在该热试验系统上完成了如下试验研究:1)金属蜂窝板结构在高温950℃非线性热环境下的隔热性能评价试验和数值模拟;2)对SiC/SiC复合材料试件在1 300～1 500℃下的隔热性能评价试验;3)采用轴向非分段加热试验方式对圆柱型壳体结构(长2.1 m)内壁进行高温热环境试验。本试验系统在可控的非线性温升速率、高温高热流密度变化过程的动态模拟、热试验环境模拟的准确性以及非接触式全场高温变形测量等方面的研究成果达到了国际先进水平。
- 吴大方潘兵郑力铭王岳武牟朦朱林李松年
- 关键词：高超声速飞行器石英灯红外辐射气动加热
- 超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟及测试技术研究被引量：40
- 2012年
- 超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟技术及相应的极端高温环境力学测试技术,是高超声速飞行器防热材料和结构安全设计中事关研制成败的关键技术。本文介绍了自行研制的可实现高至210℃/s的极快非线性升温速率、能够生成高达2MW/m2的瞬态非线性热流密度、实现高达1500℃超高温氧化热环境的石英灯红外辐射式气动热环境试验模拟系统。基于这一性能优越的超高温气动热环境试验模拟系统,发展了如下超高温热环境力学测试技术:1)提出对环境光变化不敏感的主动成像数字图像相关方法,实现了C/SiC复合材料1550℃高温变形的非接触、全场光学测量;2)发展了1400℃超高温热/力联合试验环境下SiC/SiC复合材料结构的断裂特性试验测试技术。本文还简要介绍了高速巡航导弹翼面结构900℃高温热振联合试验,950℃高温非线性热环境下的蜂窝结构隔热性试验等研究内容。本文所发展的超高温气动热环境试验模拟技术和高温热环境力学测试技术,对航天航空领域高超声速飞行器的研制具有重要的军事工程应用价值。
- 吴大方潘兵高镇同牟朦朱林王岳武
- 关键词：高超声速飞行器气动热
