万向支架陀螺与自旋卫星的耦合运动

本文使用相坐标摄动方法讨论万向支架陀螺与自旋卫星的耦合运动,将万向支架的惯性力矩作为对陀螺及卫星的Euler-Poinsot运动的摄动。导出陀螺与卫星的耦合章动漂移公式,周知的Magnus公式是卫星无章动时的特例。文中还讨论了章动同步现象,并导出轴承粘性摩擦引起陀螺与卫星的章动阻尼运动的稳定性判据。     

自由进动陀螺章动阻尼分析

一、引言 旋转刚体(如陀螺转子、自旋卫星等)受到力矩的干扰或由于角动量矢量在惯性空间中方向的改变就产生章动运动。章动要影响陀螺或卫星的姿态和瞄准精度,必须阻尼掉。环形充液章动阻尼器是阻尼章动的器件之一。 旋转刚体与阻尼器质量的耦合运动方程是难以求解析解的。通常采用略去阻尼器质     

章动角对旋转章动充液腔体运动稳定性的影响

旋转章动充液腔体的运动稳定性，主要分两大类。当Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数很小时，出现转速衰减不稳定性，Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数增大到一定程度，又出现共振不稳定性。本文考虑Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数较大时的情况，此时腔内液体的惯性波振动与腔体的章动频率耦合即可发生共振不稳定性。当章动角增大时，共振频带又发生转移。采用变形参数法讨论章动角增大时弱非线影响，很简明地得出特征值修正公式，并计算了液体力矩的变化曲线。     

固体火箭发动机柔性接头摆动密封可靠性研究

柔性接头由弹性件与增强件交替粘接而成,是固体火箭发动机进行推力矢量控制的重要装置,因而柔性接头的摆动密封性能对固体火箭发动机而言至关重要.为研究固体火箭发动机柔性接头摆动过程中的密封可靠性,以内聚力模型作为粘接界面的本构模型,通过计算柔性接头各界面的损伤情况及界面间的接触应力,并定义界面节点单元间、界面间以及柔性接头的...     

基于子循环-预测校正的三维SRM点火瞬态流固耦合数值模拟

为了分析固体火箭发动机点火瞬态工作过程,通过采用基于子循环-预测校正的紧祸合算法,研究高效的耦合器耦合计算流体动力学代码及计算结构动力学代码,对某翼柱型装药固体火箭发动机点火瞬态进行数值模拟,结果表明:翼柱型发动机点火过程中,尾部药柱壁面最开始点燃,同时火焰快速向翼槽和头部传播,翼段是最容易发生破坏的地方;紧耦合算法能...     

固定鸭舵双旋弹全弹道动态稳定性及其影响因素

为研究固定鸭舵双旋弹全弹道飞行时的动态稳定性问题,在小攻角条件下建立复攻角运动的状态空间模型,并应用霍尔维茨方法导出其特征根实部皆负的一般性条件.针对起控前/后前体滚转角的运动特点,利用常规旋转弹的稳定性分析方法,建立固定鸭舵双旋弹在不同飞行状态下的动态稳定性判据,其与常规旋转弹的形式相似,无控飞行时在升力和静力矩项中对应增加了舵面控制力和力矩项;有控飞行时进一步增加了有关项相对增量的影响.据此在后体参数确定的条件下推导舵面参数约束条件,并分析操纵舵控制力系数导数、安装位置和舵偏角对动态稳定性的影响,揭示了该类炮弹动不稳定形成的原因.对复攻角运动在不同条件下的仿真分析结果表明,当舵面引起的有关项相对增量同时位于无控和有控飞行的边界曲线内时,固定鸭舵双旋弹全弹道飞行动态稳定,验证了本文推导的动态稳定性判据和舵面参数约束条件合理,为该类炮弹的研制提供了理论依据与设计参考.     

均布扭力矩作用下圆截面圆环的稳定性分析

圆环在均布扭力矩作用下的变形特殊且容易发生跳跃,不考虑稳定性而得到的一些结论将可能不存在。本文利用最小势能原理导出圆截面圆环在均布扭力矩作用下的平衡路径,并根据系统稳定性的能量判据,对圆环的平衡稳定性、变形与运动过程进行分析,最后得到稳定平衡状态下圆环横截面上的内力最大值。     

STABILITY OF CIRCULAR RING OF CIRCULAR CROSS-SECTION UNDER UNIFORMLY DISTRIBUTED TORSION 1)

圆环在均布扭力矩作用下的变形特殊且容易发生跳跃,不考虑稳定性而得到的一些结论将可能不存在。本文利用最小势能原理导出圆截面圆环在均布扭力矩作用下的平衡路径,并根据系统稳定性的能量判据,对圆环的平衡稳定性、变形与运动过程进行分析,最后得到稳定平衡状态下圆环横截面上的内力最大值。     

地面效应影响下的高速火箭橇气动特性数值与风洞试验研究

精确预示地面效应下高速火箭橇的气动特性及流场规律对高速火箭橇的设计和评估具有重要意义。本文应用有限体积方法,研究了湍流模型对火箭橇气动特性计算精度的影响,建立了基于realizable k-ε湍流模型的火箭橇气动特性的高精度数值计算方法;结合风洞试验方法,研究了雷诺数和地面效应对高速火箭橇流场流动规律的影响,分析了火箭橇气动特性。结果表明,火箭橇阻力系数随雷诺数增大而减小,升力系数和俯仰力矩系数随雷诺数增大而增大,但雷诺数对高速火箭橇气动特性的影响较小;地面效应会使火箭橇流场发生激波-激波干扰、激波-边界层干扰和激波反复反射等复杂气动现象,大幅提升了火箭橇的升力系数和俯仰力矩系数,但对阻力系数的影响较小。研究为高速火箭橇气动外形的设计及运动稳定性的评估提供依据。     

WIND TUNNEL FREE-FLIGHT TEST WITH BIPLANAR OPTICAL SYSTEM ON THE SPINNING BLUNT CONE

在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验, 对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进 行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统, 实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录, 实现对模型锥形运动在2个平面的直观观察和深入研究.利用双平面同步拍摄的试验数据, 对双平面数据辨识方法进行了研究, 进而获得了模型的静、动导数系数, 给出了判断模型运动稳定性的判据.     

略谈热结构力学

热结构力学是研究工程结构受力、受热后的变形与应力的发生、发展和破坏规律,以及各种分析方法的学科。它是固体力学的一个重要分支。近二十多年来,由于高速飞机、宇航飞行器、导弹、火箭、潜艇和原子能发电站等现代科学技术的重大成就,以及它们的组成部分,如涡轮发动机、喷气发动机、火箭发动机、固体燃料发动机、原子反应堆等设计的飞速发展,有力地推动了热结构...     

激波作用下含缺陷固体火箭装药的流固耦合数值模拟

采用弱耦合方法对激波作用下固体火箭发动机含缺陷药柱的流固耦合相互作用进行数值模拟。其中非定常流场采用基于任意拉格朗日-欧拉坐标系下的二维可压缩Euler方程进行描述,并采用格心格式的有限体积方法对方程进行离散求解;对激波冲击作用下含装药裂纹的固体位移场采用时域间断Galerkin扩展有限元法进行数值模拟,并对裂纹尖端动态应力强度因子进行计算。结果表明:激波在固体火箭发动机内装药裂缝传播过程中具有反射、绕射等现象,表现出高度非定常非线性的特点;同时流固耦合相互作用使得裂纹尖端位移场以及应力强度因子表现出振荡效应。     

科学玩具“记忆合金发动机”的动力学分析

定量分析了科学玩具"记忆合金发动机"的动力学参数。通过弹性体的弯曲原理构建物理模型,计算出了"记忆合金发动机"的有效转动力矩;并由带传动原理得出了其工作时的角速度、线速度、功率与记忆合金丝的半径、主动轮半径、拨动角度以及倾斜角度所存在的关系。分析了一定的有效转动力矩是"发动机"转动的首要条件。     

动力调谐陀螺仪的章动运动

动力调谐陀螺仪是一种受弹性扭杆约束的刚体系,扭杆的扭矩被动力调谐作用所补偿.本文利用包含双重时间尺度的渐近法分析陀螺仪的章动运动.导出其稳定性条件,并指出章动漂移现象及其对词谐条件的影响.     

航空遥感用三轴惯性稳定平台不平衡力矩前馈补偿方法

航空遥感用三轴惯性稳定平台用于稳定成像载荷,获取高分辨的遥感数据。但是由于稳定平台承载大且存在质量偏心,在载机加速度的作用下平台产生幅值较大的不平衡力矩,导致平台的稳定精度下降和相机成像质量退化。为了有效抑制不平衡力矩产生的影响,提高平台的稳定精度,提出了一种基于不平衡力矩观测器的惯性稳定平台不平衡力矩前馈补偿方法。首先设计一种不平衡力矩观测器,实时估计出平台的不平衡力矩;然后通过前馈补偿的方法抑制不平衡力矩的作用,从而达到提高平台的稳定精度的目的。仿真结果显示,平台的稳定精度得到大幅度提高,基于不平衡力矩观测器的惯性稳定平台不平衡力矩前馈补偿方法有显著补偿效果。     

旋转调制式惯导系统隔离载体运动算法

旋转调制式惯导系统中,转位运动受载体运动的影响,误差调制效果受影响。针对这一问题,提出基于载体姿态角解耦的隔离载体运动算法。首先建立载体运动姿态角与旋转机构之间的数学关系,然后设计了隔离载体运动的力矩信号施加量的实时解耦算法,最终推导了隔离载体运动力矩信号的公式,完成了载体运动隔离算法的设计。数字仿真结果表明,通过该算法,可以降低载体运动对误差调制规律的影响。跑车试验结果表明,通过隔离载体运动算法的应用,转向对系统定位误差影响由不隔离载体运动时约0.5 nm降低到了基本为0 nm。     

表面张力液柱中粘性引起的模分裂

本文证明粘性会使得表面张力所维持的无限长液柱运动模发生分裂(或称分叉),结果是每个轴对称模一次分裂为无穷个。这种现象类似于原生物理学中的 Zeemen 和 Stark效应。无粘条件下的不稳定模分裂后还出现可数无穷个负势能的稳定模,这是关于连续系统模稳定性的 Hare 和 Chandrasekhar 势能判据的一个反例,并解释其物理意义。     

聚能射流对固体火箭发动机的冲击起爆

为研究聚能金属射流对固体火箭发动机的冲击响应,开展了聚能装药空射实验及某尺寸发动机在无防护情况下的射流冲击实验,使用高速摄影仪记录了爆炸响应过程,并测量了不同距离及方向的空气超压和破片速度。利用AUTODYN有限元计算软件对实验过程进行了数值模拟,通过调整流固耦合的网格大小,避免了耦合泄漏。实验结果表明,火箭发动机受到射流冲击后,会发生剧烈爆炸,推进剂完全反应,破片速度达4 700 m/s以上,距离发动机爆炸中心1 m处的空气超压达到19.78 MPa,爆炸中心温度达到3 000 ℃以上,该推进剂爆炸能量略高于常规炸药。模拟结果显示,射流以头部速度7 000 m/s的速度冲击发动机壳体后,射流头部的尖端被严重烧蚀,且速度降至约5 600 m/s;推进剂在受到射流侵彻1～2 mm后,发生剧烈反应;爆炸冲击波以球形沿圆柱孔装药传播,并通过圆柱形中心孔冲击另一侧推进剂,发生装药的二次冲击起爆,同时伴有回爆现象,在推进剂中心的高斯点出现了3次超压波峰;距离发动机中心1 m处3个高斯点的平均空气压力峰值为18.75 MPa,与实验结果吻合较好。     

圆盘结构下旋转爆震波传播特性的实验研究

为研究圆盘结构下旋转爆震波的传播特性,通过改变反应物的质量流率及当量比,在非预混圆盘形旋转爆震模型发动机（rotating denonation engine,RDE）上进行实验研究。结果表明,爆震波在圆盘形RDE上成功起始并能够连续传播,得到了两种传播模态:单波模态和双波模态,在发动机工作过程中发现,集气腔与燃烧室存在相互作用。当反应物质量流率小于159.20 g/s时,旋转爆震波以单波模态稳定传播,爆震波传播频率为4.56~4.62 kHz,越靠近燃烧室外圆,爆震波的压力峰值及传播速度越大;当质量流率大于186.89 m/s时,旋转爆震波以双波模态传播,传播频率为8.59~8.64 kHz。双波传播模态经历四个阶段:起爆阶段的单波段、稳定双波段、不稳定双波段、排气阶段转单波段。当质量流率介于159.20~186.89 g/s之间时,旋转爆震波以单/双波混合模态传播。反应物当量比在1附近时,爆震波的传播过程较稳定,偏离1,爆震波传播不稳定,初始阶段起爆失败或传播过程中存在间断。     

大型液体火箭姿控与跷振大回路耦合动力学建模与分析

大型液体火箭结构模态的空间化分布特征导致结构振动、姿态运动和推进系统液路脉动存在相互耦合,进而影响传统姿控回路的稳定性. 针对大型液体火箭, 充分考虑姿态控制系统对箭体姿态动力学和弹性振动的影响, 以及箭体结构弹性振动与推进系统的耦合作用(跷振(POGO)), 建立了姿控与跷振大回路耦合模型. 该模型包含了推进系统、结构系统与姿控系统之间的耦合因素, 可进行姿控-结构-推进大回路耦合机理研究. 该模型具有非奇异的优点, 可以直接用于频域分析和时域仿真. 基于该模型研究了我国某型号液体捆绑火箭推进系统参数——泵增益和蓄压器能量值对姿态运动与结构振动稳定性的影响. 研究得出, 泵增益和蓄压器能量值的变化不仅导致了结构振动的不稳定, 而且也导致了姿态运动的发散. 因此, 对于大型液体捆绑火箭, 推进系统与姿控系统之间存在不可忽略的耦合作用, 在设计姿控系统时, 有必要考虑推进系统对姿控系统稳定性的影响.