尾段

級間分離后，火箭尾段中的線纜將暴露在空中，直接面臨強(qiáng)電磁脈沖威脅。強(qiáng)電磁脈沖可以通過多種方式耦合進(jìn)入火箭上搭載的各種電子電氣設(shè)備，對敏感設(shè)備造成干擾，嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致箭上關(guān)鍵設(shè)備工作異常，造成嚴(yán)重的后果。本文分析了火箭尾段線纜的強(qiáng)電磁脈沖環(huán)境，采用時(shí)域有限差分法（Finite Difference Time Domain，F(xiàn)DTD）計(jì)算了尾段線纜在強(qiáng)電磁脈沖照射下的屏蔽層表面電流，研究了包括入射波極化方向、線纜長度、線纜布線高度在內(nèi)的不同工況下電流分布特性，并

航向操控。直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)作為減速器、傳動軸和尾槳等的支撐平臺，結(jié)構(gòu)剛度和強(qiáng)度必須滿足承力、傳力的要求。因?yàn)槿珯C(jī)重量、重心和慣性矩的限制，尾段常采用比強(qiáng)度、比剛度高，且易于整體成型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。某型直升機(jī)尾段結(jié)構(gòu)基于20000飛行小時(shí)使用壽命指標(biāo)設(shè)計(jì)，主要由上垂尾、機(jī)身尾段過渡框、尾梁及平尾等部件組成。本文依據(jù)適航CCAR29§571等條款，針對該型機(jī)尾段結(jié)構(gòu)形式和受載特性，確定尾段強(qiáng)度驗(yàn)證方法和程序，采用一件試驗(yàn)件在許用缺陷、極限受載(靜力)和循環(huán)受

立停放狀態(tài)是芯級尾段承載，所以采用的是芯級四點(diǎn)懸掛系統(tǒng)，與無助推構(gòu)型一致。而長征五號（CZ-5）運(yùn)載火箭雖然也是芯級捆綁助推的構(gòu)型，但是其豎立停放狀態(tài)是助推尾段承載，芯級尾段不承載。所以針對CZ-5火箭助推器承力的特點(diǎn)，全彈動特性試驗(yàn)改變以往的四點(diǎn)懸掛系統(tǒng)采用全新的八點(diǎn)自由懸掛系統(tǒng)，每個(gè)助推器設(shè)置兩個(gè)懸掛點(diǎn)，四個(gè)助推形成八點(diǎn)自由懸掛系統(tǒng)[4]。芯級承力四點(diǎn)自由懸掛時(shí)為靜態(tài)懸掛，將芯級吊裝入位與懸掛系統(tǒng)連接后，懸掛系統(tǒng)就處于靜止?fàn)顩r。助推器承力八點(diǎn)自由懸吊有

結(jié)構(gòu)。無人直升機(jī)尾段承擔(dān)飛機(jī)氣動載荷，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)提供較大剛度，以滿足各種設(shè)備及其部件的安裝要求。因此，無人直升機(jī)尾段承力結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)優(yōu)劣決定著直升機(jī)最基本的指標(biāo)完成情況，有必要對尾段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行仿真分析，以提高飛機(jī)飛行的安全性和可靠性。1 尾段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)1.1 尾段氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)某型號飛機(jī)尾段為類圓錐筒式結(jié)構(gòu)，前端呈矩形狀，與機(jī)身連接部位形狀吻合；往后端逐漸過渡為圓錐狀，與尾減速器外形吻合。該外形結(jié)構(gòu)保證了符合空氣動力學(xué)原理，具有良好的氣動特性。尾段以內(nèi)外蒙皮

文而言，其首段和尾段的重要性不言而喻，首段往往決定老師對全文的整體印象，尾段將影響老師最后給分時(shí)的“慷慨”程度。首尾精彩，中間有趣，尾段又余味無窮，這樣的文章肯定會得高分。如果首段、中間部分都不錯(cuò)，尾段卻草草作結(jié)，老師給分就會有所保留；倘若首段就平平庸庸，效果則更糟。因此，雖然考場時(shí)間緊張，但同學(xué)們也要反復(fù)想好如何開頭，如何結(jié)尾。像寫“頂出一個(gè)春天”這篇作文，就可先仔細(xì)描寫“頂”的片段，激發(fā)讀者興趣；再回過頭交代原委，詳寫“頂”的整個(gè)過程；最后點(diǎn)題，升華主

文而言，其首段和尾段的重要性不言而喻，首段往往決定老師對全文的整體印象，尾段將影響老師最后給分時(shí)的“慷慨”程度。首尾精彩，中間有趣，尾段又余味無窮，這樣的文章肯定會得高分。如果首段、中間部分都不錯(cuò)，尾段卻草草作結(jié)，老師給分就會有所保留;倘若首段就平平庸庸，效果則更糟。因此，雖然考場時(shí)間緊張，但同學(xué)們也要反復(fù)想好如何開頭，如何結(jié)尾。像寫“頂出一個(gè)春天”這篇作文，就可先仔細(xì)描寫“頂”的片段，激發(fā)讀者興趣;再回過頭交代原委，詳寫“頂”的整個(gè)過程;最后點(diǎn)題，升華主

營的知識。2. 尾段首——綜上述下，概括句說明文的尾段與首段相呼應(yīng)，常常起總結(jié)全文的作用。尾段首句既承擔(dān)總括上文的功能，又承擔(dān)著段落主題句的功用，具有高度的綜上述下的概括性。這個(gè)位置的考題很少。如：（2017年全國Ⅰ卷）We have done a lot of it since. Recently， we bought a twenty-eight-foot travel trailer complete with a bathroom and a bu

1）0 引言1 尾段缺陷容限仿真歐美先進(jìn)直升機(jī)公司長期以來的民用直升機(jī)研制和使用積累了豐富經(jīng)驗(yàn)，在結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)和疲勞評定中，缺陷容限設(shè)計(jì)思想已經(jīng)得到廣泛應(yīng)用，缺陷容限設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)實(shí)用、成熟且已成體系[1]。相對而言，國內(nèi)民用直升機(jī)結(jié)構(gòu)均采用安全壽命法進(jìn)行疲勞設(shè)計(jì)和壽命評估，未考慮在制造過程中產(chǎn)生的制造缺陷以及使用過程中產(chǎn)生的意外損傷[2]。所以，為了保證給出的安全壽命具有較高的可靠性和置信度，往往采用安全系數(shù)，限制了結(jié)構(gòu)件的生命潛力，造成經(jīng)濟(jì)上的浪費(fèi)

孔難以找正；c）尾段及后過渡段殼體對接接口剛度不一致，水平對接時(shí)殼體徑向變形不一致，對接孔難以找正。綜上所述，需設(shè)計(jì)新的方案以降低對接裝配難度，確保對接裝配質(zhì)量。1 總體分析發(fā)動機(jī)機(jī)架及尾段殼體等在水平對接時(shí)由于自身重力作用會產(chǎn)生徑向變形，導(dǎo)致對接孔找正困難。選用垂直對接方案時(shí)重力沿箭軸方向作用，可避免因發(fā)動機(jī)機(jī)架及尾段殼體等徑向變形引起的對接裝配困難。1.1 對接裝配順序分析根據(jù)火箭各部段對接裝配相關(guān)性和現(xiàn)場作業(yè)連續(xù)性進(jìn)行分析：a）發(fā)動機(jī)與尾段、后過渡段

，其中尾槳布置在尾段結(jié)構(gòu)垂尾的上端部。該型機(jī)的尾段包含尾梁、平尾和垂尾三部分，由雙面鋁板內(nèi)襯紙蜂窩的夾層框梁結(jié)構(gòu)組成，外兩層鋁面板的厚度0.2～0.8mm，中間為Nomex蜂窩，面板與蜂窩之間采用Redux 322膠粘接為一體，中溫固化。飛行中尾段主要承受平尾升力、垂尾氣動力、尾槳拉力和升力、慣性力等載荷，受力情況復(fù)雜，一旦出現(xiàn)破壞將直接影響飛行安全。按照適航FAR/CCAR27/29.571條的要求，涉及飛行安全的直升機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)必須通過全尺寸強(qiáng)度驗(yàn)證來證

種按頭段、中段、尾段（頭段部分取種薯最前端龍頭部位，尾段取種薯最尾端部位，其余部位作為中段，每段重量為50～55 g）設(shè)3個(gè)處理，3次重復(fù)，完全隨機(jī)區(qū)組排列，每個(gè)小區(qū)面積13.3 m2。2016年4月28日下種定植，行距1.2～1.3 m，株距0.12 m，667 m2栽4 300株，田間管理按常規(guī)。2016年12月20日測產(chǎn)，不同品種不同小區(qū)隨機(jī)選取10根商品薯，分別測量薯長、薯橫徑、單薯重，所得數(shù)據(jù)均由DPS V7.05版數(shù)據(jù)處理軟件統(tǒng)計(jì)分析。2 結(jié)果

凌波?水下航行器尾段振動激勵(lì)源特性試驗(yàn)研究段 勇1, 郭 君2, 周凌波1(1.中國船舶科學(xué)研究中心船舶振動噪聲重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 江蘇無錫, 214082; 2. 中國船舶重工集團(tuán)公司第705研究所, 陜西西安, 710077)針對水下航行器尾段振動噪聲問題, 在大型循環(huán)水槽中開展了試驗(yàn)?zāi)Ｐ?span id="j5i0abt0b" class="hl">尾段振動激勵(lì)源特性試驗(yàn)研究, 分別測試了在推進(jìn)軸系、液壓齒輪泵以及推進(jìn)器轉(zhuǎn)子3種最主要激勵(lì)源作用下的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?span id="j5i0abt0b" class="hl">尾段殼體振動響應(yīng)及輻射噪聲, 比較分析了各激勵(lì)源作用下殼體的振動

性區(qū)域。4）底架尾段在結(jié)構(gòu)上變化較大。對于傳統(tǒng)發(fā)動機(jī)后置的客車，發(fā)動機(jī)被安裝在底架尾段，尾段一般還安裝有壓縮機(jī)、冷卻散熱系統(tǒng)、尾氣處理系統(tǒng)等。根據(jù)發(fā)動機(jī)和各種安裝件配套的不同，其尾段結(jié)構(gòu)常有變化，主要包含第九截面梁、發(fā)動機(jī)左右尾縱梁、大座椅面總成。發(fā)動機(jī)尾縱梁直接與客車后圍骨架連接，構(gòu)成整體骨架。對于純電動客車，其底架在尾段上與傳統(tǒng)燃油客車存在著非常大的差別。電動客車采用電池組提供能量、驅(qū)動電機(jī)提供動力的模式，其底架的尾段可用于電池組的安裝，主要功能也是固

100074）尾段主梁剛度變化對T型尾翼顫振特性的影響張旭 王斌?（中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074）由于T型尾翼結(jié)構(gòu)和氣動布局的特殊性，其顫振特性的分析比較復(fù)雜.T型尾翼安裝在機(jī)身尾部，這體現(xiàn)在有限元結(jié)構(gòu)模型中即為T型尾翼與尾段主梁相連接.為了研究尾段主梁的剛度變化對T型尾翼顫振特性的影響，以某T型尾翼飛機(jī)的尾段為研究對象，根據(jù)其原始剛度，分別改變其垂直彎曲剛度和扭轉(zhuǎn)剛度，并計(jì)算分析相應(yīng)剛度下的固有振動特性與顫振特性.最后分別以這兩個(gè)剛度

撐從而減少船尾型尾段的外形破壞面積。為了選取較優(yōu)的尾支撐偏度，并確定一套合理的經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證的運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)支撐方案，針對某運(yùn)輸機(jī)模型開展了高速風(fēng)洞支撐干擾試驗(yàn)研究，獲得了0°、5°、15°、30°尾支撐及前位葉片腹支撐對運(yùn)輸機(jī)模型氣動特性的干擾特性，分析了不同偏度尾支撐及前位葉片腹支撐修正支撐干擾后的試驗(yàn)結(jié)果的合理性，確定了較優(yōu)的運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)支撐形式。1 模型與試驗(yàn)設(shè)備1.1 模型試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑閳A形剖面機(jī)身、上單翼、T型尾翼及翼吊布局運(yùn)輸機(jī)模

的設(shè)計(jì)參考。1 尾段殼體結(jié)構(gòu)與受力分析某制導(dǎo)炮彈主要由導(dǎo)引探測段、修正艙段、戰(zhàn)斗部和尾翼段等組成，其結(jié)構(gòu)分布示意圖如圖1。圖1 某制導(dǎo)炮彈結(jié)構(gòu)分布示意圖尾翼段包括尾段殼體、尾翼和彈底，主要起飛行穩(wěn)定功能，尾段殼體結(jié)構(gòu)示意如圖2所示，起支撐、保護(hù)尾翼裝置的作用，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是否合理直接影響強(qiáng)度，乃至全彈的穩(wěn)定性，對全彈有至關(guān)重要的作用。圖2 尾段殼體彈丸發(fā)射時(shí)，炮膛內(nèi)產(chǎn)生高溫高壓氣體，直接作用到彈底部，對彈丸產(chǎn)生巨大推力，同時(shí)彈丸在滑動彈帶和膛壓的作用下旋轉(zhuǎn)。

h后發(fā)生斷裂，尾段艙體卡箍(簡稱尾段卡箍)在卡入電纜束時(shí)發(fā)生斷裂，材料牌號為65Mn。卡箍工作中主要承受彎應(yīng)力，成形工藝流程為:退火→鈑金熱成形→強(qiáng)化熱處理(保證硬度42～46 HRC)→鍍鋅鈍化。本研究對2種失效卡箍進(jìn)行了外觀檢查、化學(xué)成分分析、金相組織檢查、硬度測定、斷口微觀觀察、H含量測試等，確定斷裂的原因和性質(zhì)。1 試驗(yàn)過程與結(jié)果1.1 宏觀觀察中段、尾段卡箍整體形貌分別如圖1、圖2，呈“Ω”形，中段卡箍斷裂處位于鉚接安裝孔平面的直角根部，尾段斷

行設(shè)計(jì)。洞內(nèi)龍落尾段由奧奇曲線段、斜坡連接段、反弧曲線段以及下直坡段等組成。其中 1#、2#泄洪洞龍落尾段的開挖長度分別為 303.428 m、350.838 m,垂直高差分別為 100.30 m、104.78 m,開挖斷面尺寸為 15.7 m×20.6 m～21.6 m×23.179 m(寬 ×高)。其中奧奇曲線段的曲線方程式為 Z=(X 2/400)+0.023X。奧奇曲線段的起始端設(shè)置有與補(bǔ)氣平洞相通的補(bǔ)氣豎井;斜坡段為奧奇曲線和反弧曲線之間的連接過