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1.
开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。   相似文献   
2.
采用详细化学反应机理对气相斜爆轰问题开展数值计算时,由于组分之间的特征时间尺度相差很大,反应源项的直接积分(direct integration,DI)求解通常存在强烈的刚性及非线性现象,导致计算量很大. 为了在不损失计算精度的基础上有效减少化学反应过程的计算时间,针对包含2H2+O2详细机理的二维斜爆轰并行计算,提出两类不同的并行策略并组成一系列并行建表化学加速算法,用以取代化学反应过程的刚性求解. 结果表明,提出的所有算法均能满足二维斜爆轰计算的精度要求,并能提升反应源项的计算效率,计算结束时刻化学反应加速比最大可达3.71. 通过爆轰波流场热力学状态分布规律进一步发现,并行策略的选取对计算效率的影响由状态空间内可重复区域占可达区域的比例决定.   相似文献   
3.
在结构可靠性分析中,引入含可调参数的转换函数能对传统的最大熵方法进行改进,获得更高的失效概率预测精度。但是,此可调参数的最佳取值很难确定。针对这一问题,引入概率守恒方程,从功能函数转换前后所得概率密度函数出发,建立其最大熵值的变化关系,给出转换前后最大熵值之差的理论形式。通过对三种典型单调非线性转换函数开展算例研究,发现功能函数转换前后的最大熵值之差与转换函数的最佳可调参数值有关。改变可调参数值驱使最大熵值之差变化的同时,改进最大熵方法能遍历到更好的失效概率估计值。  相似文献   
4.
当前健康管理技术在我国航天领域的发展还未完全成熟,国内针对运载火箭稳态飞行过程的故障检测与评估进行的工作还较少,而未来对于运载火箭牵制释放、动力重构等技术的应用,以及对可重复使用技术的需求,火箭稳态飞行过程的故障检测和评估将是其重要的技术支撑,具有十分重大的意义,因此提出一种基于马氏距离的液体火箭发动机稳态过程故障程度评估方法,并通过采用液体火箭发动机的仿真数据验证了算法的有效性,为运载火箭发动机健康评估技术的发展提供了一定的借鉴作用。  相似文献   
5.
随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态的混合控制等问题越来越复杂且难于处理;航天器结构的大型化和柔性化(如大阵面天线和太阳翼等)也对其地面试验和半实物仿真提出了挑战.本文着重介绍大型柔性航天器涉及到的动力学与振动控制问题,包括航天器发射过程中的整星隔振,大型柔性结构动力学建模与振动响应分析,大型柔性航天器的结构振动与姿轨控耦合动力学及其混合控制等.提炼出航天动力学与控制领域中亟待解决的若干基础科学问题,包括:多刚柔体系统动力学建模与模型降阶(涉及大变形柔性体动力学建模、多求解器合作仿真、模型降阶、组合结构动力学建模的解析方法等);复杂结构状态空间模型构建方法与能控性(涉及状态空间模型构建的理论与实验方法、复杂结构振动控制系统的能观性与能控性等);航天器姿态运动与大型柔性结构振动的混合控制律设计(涉及姿态机动与结构振动的鲁棒混合控制、执行机构与压电控制器的协同控制等).  相似文献   
6.
地下硐室作为爆炸危险物的隐蔽贮藏空间,有潜在的内爆炸风险。为研究内爆炸作用下硐室围岩的动态响应机制,提出了一种基于岩石HJC (Holmquist-Johnson-Cook)模型和节理内聚力单元的损伤-虚拟裂纹模型。分析了模拟方法的可靠性,并在此基础上,通过多物质ALE算法对球形硐室内爆炸过程进行数值模拟,分析了围岩损伤范围和分区破坏规律。研究表明:插入内聚力单元弥补了HJC模型无法模拟低静水压力下张拉破坏的不足,且尺寸效应易于处理。模拟方法同时考虑了岩体内张拉裂纹的扩展和岩石材料的塑性损伤,能够真实地反映岩石破坏的全过程。以红砂岩为例,根据数值模拟结果,填实(耦合装药)爆炸时围岩分区破坏规律明显,破碎区比例半径为0.26 m/kg1/3、裂隙区比例半径为0.47 m/kg1/3。随着硐室尺寸的增大,空气的间隔作用可以减小爆炸荷载对围岩的损伤作用,比例半径达到0.52 m/kg1/3时,可以实现爆炸荷载的完全解耦。  相似文献   
7.
基于新修正偶应力理论,建立了能描述尺度效应的各向异性功能梯度微梁的屈曲分析模型。基于最小势能原理推导了控制方程及边界条件,并以简支梁为例分析了屈曲载荷及尺度效应受材料尺度参数和几何尺寸的影响。算例结果表明,在材料几何尺寸较小时,本文模型预测到的屈曲载荷明显大于传统理论的结果,有效地反映了尺度效应。几何尺寸较大时,尺度效应消失,本文模型将自动退化为传统宏观模型。模型反映出不同方向上的尺度参数对各向异性材料影响的效果不同。  相似文献   
8.
在芯级周围布置助推器是提升运载能力的有效手段。对于长径比较高的助推器,结构呈现明显的局部弹性效应,这将对助推器分离的安全性产生影响。针对传统Craig-Bampton方法无法适用于大范围运动弹性体的不足,本文采用修正的Craig-Bampton法获得系统的正则化模态,使研究对象的所有模态与频率一一对应,实现分离体大范围刚体运动与弹性变形的有效耦合。基于该方法开展柔性多体动力学仿真,获得了不同模态阶数和结构刚度的弹性助推器分离系统的分离特性。研究结果表明,与传统的刚体模型相比,考虑助推器弹性效应的分离动力学模型更加贴近真实飞行情况。基于此,获得了各阶模态和结构刚度对分离安全边界的影响规律,其中以一阶横向模态最为敏感。通过研究弹性助推器的分离特性,为运载火箭助推器分离系统的工程实际应用提供理论参考和研究支撑。  相似文献   
9.
尹禄高  于航  杨雪  黄皓 《应用声学》2015,23(9):2942-2944
为了满足运载火箭遥测系统中信号完整性测试的需求,研制了一套基于PXIE的高速数据采集系统;该系统采用多机箱级联设计,最大采样通道数为48,单通道最高采样率达250 MS/s,数据实时存储速度高达750 MB/s;系统软件平台采用Labview开发,具有良好的人机交互性;通过试验验证,测试系统工作稳定,能较好的满足测试需求,同时该系统的设计方法为同类高速数据流盘的设计提供了一种思路。  相似文献   
10.
再入飞行器的制导系统易受气动参数扰动的影响,为此研究气动参数在线辨识方法可以为再入制导系统提供服务,有效提高制导的精度。以卡尔曼滤波理论作为基础,推导了再入飞行器气动参数辨识的数学模型。为增强卡尔曼滤波方法对气动参数的辨识效果,气动参数误差模型采用一阶高斯马尔科夫过程描述,并增广到状态方程组中,根据获得的带有测量误差的惯导信息,对气动参数进行估计。最后,进行了数学仿真研究。仿真结果表明,该方法都能够在10个采样周期内收敛,且估计精度在1%以内。  相似文献   
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