液体运载火箭充液贮箱箱底纵向刚度数值求解

基于弹簧—质量简化模型进行液体运载火箭充液贮箱纵向结构动力学建模分析时,需要考虑贮箱箱底的刚度影响,Larry D.Pinson基于线性薄膜理论推导了充液贮箱椭球箱底的纵向刚度模型,本文基于有限元方法进行了贮箱箱底刚度的数值求解,计算结果与文献方法进行了比较,计算结果一致,同时数值求解方法可以较好地解决厚度不均匀以及异型的贮箱箱底的刚度求解。     

运载火箭热分离时结构纵向响应计算

本文将运载火箭简化为弹簧——质量模型,并用有限元逐步积分的方法,计算了一、二级热分离时结构的纵向响应。计算结果和飞行试验测量的结果比较一致。因此,本方法可用来确定运载火箭各部段结构设计的载荷。     

运载火箭动特性中推进剂纵向质量分散建模方法

将贮箱箱底建模为环段,采用递推公式将推进剂纵向质量分散到环段,代替目前广泛应用的柱段底点纵向耦合质量单元方法,建立了运载火箭动特性模型。分析表明各环段分散量均匀并呈单调递减趋势。计算结果和试验对比表明该建模方法能获取更为精确的模态计算结果。     

上面级液体悬挂贮箱动力学建模方法研究

提出一种适用于上面级液体悬挂贮箱的建模原则、建模方法,并针对不同建模方法给出静力和模态计算值对比。由分析可知"贮箱柱段壳+贮箱球底梁+液体质量点"的组合建模方法,可较好模拟贮箱柱段/贮箱法兰/主结构支架间的连接刚度。具有频率计算值与试验值较为接近、计算耗时较小等优点,有利于提高贮箱局部纵向模态建模精度。     

多体系统结构动力学建模

在多体系统结构动力学建模方法研究中引入了柔性多体系统动力学空间算子代数和子结构综合分析方法,将多体系统划分为由铰链连接的部件或单一零件组成的子件,用有限元分析和模态分析方法求解各子件的模态广义质量矩阵和模态刚度矩阵。再通过动力学空间算子代数,将各子件模态广义质量矩阵和模态刚度矩阵递推到基础坐标下,构成整个系统的模态广义质量矩阵和模态刚度矩阵,以此建立整个多体系统结构动力学模型。同时,由于动力学空间算子代数运用了K a lm an滤波和B ryson-F raz ier平滑波技巧,在一定程度上消除了白噪声,在结构动力学运算过程中也避免了大量的重复计算,提高了数值精度。此建模方法是一种高效、高精度建模方法,它为多体系统结构动力学研究提供了一种新的建模方法。     

铆接加筋壁板结构高精度动力学建模方法研究

铆接加筋壁板结构是一种在飞行器结构中广泛应用的典型轴压承力结构形式,它具有成本低、工艺性好和承载效率高等特点。随着飞行器结构设计从传统的静态设计转变为静-动态耦合设计,建立准确高效的铆接加筋壁板结构的动力学预示模型具有重要意义。目前,此类结构的建模误差主要来源于薄壁梁结构中的倒圆角区域建模以及薄板与薄壁梁结构之间的铆接建模。本文首先针对薄壁梁结构,采用刚度和质量等效原理,建立计算精度和效率兼顾的薄壁梁结构等效动力学建模方法,并采用仿真算例验证建模方法的准确性。其次,通过对比研究建立最优的适用于铆接加筋壁板结构动力学建模的铆接等效建模方法。最后,结合提出的薄壁梁动力学建模方法和铆接等效动力学建模方法,形成高精度的铆接加筋壁板结构动力学建模方法,采用实验研究,验证了本文提出的铆接加筋壁板结构动力学建模方法的正确性和有效性。     

基于广义动态尾迹倾转旋翼飞行器数学建模

为了进一步提高倾转旋翼飞行器的建模精度,采用广义动态尾迹理论建立旋翼的诱导速度模型,进而建立了旋翼气动力计算模型;考虑旋翼尾流对机翼的影响,建立了机翼气动力模型;考虑旋翼和机翼对其他升力面的气动干扰,建立相应的气动力计算模型;最后以XV 15倾转旋翼飞行器为例,对建立的模型进行验证。仿真结果表明：建立的飞行动力学模型可以很好地反映飞行器的物理特性,适用于倾转飞行器的飞行动力学研究。     

飞行器电池板简化建模及优化设计方法研究

针对飞行器上设备结构日益精细的设计分析需求,以飞行器电池板类结构为研究对象,对动力学环境下结构模型简化及优化设计方法进行了研究。首先建立电池板及安装设备整体简化模型,通过调整电池安装刚度获得了与实际模态相一致的简化模型。接着对电池板进行拓扑优化设计,得到最优加强筋分布方案。最后,在保持板质量不变的条件下,对电池板设计域进行整体尺寸优化设计,提高了整体刚度。进而为后续飞行器相关结构动力学模型提供一种高效的系统规范性的建模及设计思路。     

基于分支梁模型的飞行器动力学建模与分析

研究了分支结构动力学建模对全弹模态的影响,分别建立了单梁和分支梁有限元模型,通过数值计算与试验结果对比分析发现,考虑分支结构对全弹刚度的影响时,能有效的提高模态预示精度。以分支梁模型为标准,建立了共用结点、MPC多点约束和Spring三种分支梁连接模型,基于Spring连接模型,分析了不同连接刚度对飞行器结构模态的影响。     

蜂窝夹层结构等效动力学建模方法对比研究

轻质蜂窝夹层板的构造较为复杂,其芯层由大量的蜂窝胞元组成,且蜂窝壁较薄,进行动力学分析时,通常需要利用等效方法对蜂窝夹层板进行简化,来建立有效的蜂窝壁板结构动力学模型,以实现高效率高精度的动特性预测。本文针对3种常用的蜂窝夹层结构动力学等效简化方法:三明治夹心板法、Hoff等刚度法和改进Allen法,采用理论分析、数值仿真和实验研究相结合的方法进行对比研究,研究了三种简化建模方法的特点和建模适用性,寻求最优的适用于蜂窝夹层结构的动力学等效建模方法。     

月球探测器着陆腿动力学建模与仿真

在月球探测器多工况着陆仿真分析中,要求所建模型能够满足高效运算的需求。本文改进简化着陆腿有限元建模:分别采用壳单元、梁单元模拟着陆腿内外筒壁,充分考虑结构柔性以及筒壁间作用力;通过连接单元特性来表达缓冲材料的力学性能,减少了计算耗时;并采用隐式算法求解动力学方程,保证了计算精度。其中壳单元模型能够更全面地反映缓冲腿柔性变形对缓冲性能的影响;在考虑着陆腿柔性时,随着摩擦因数的增大,着陆腿缓冲性能随之下降。     

乙烯燃烧简化化学动力学模型及其验证

采用"准稳态"方法,从乙烯燃烧的详细化学反应动力学模型出发,建立了包含20个组分和16步总包反应的简化化学动力学模型.为检验动力学模型的有效性,在我国同步辐射实验室燃烧站上开展了乙烯/O<,2>/Ar的层流预混火焰组分测量.应用一维数值方法对实验结果进行了模拟,计算的组分分布和实验测量数据进行了对比.结果表明:简化反应动力学模型能有效地再现详细基元反应模型的反应机理,具有较高精度;但采用乙烯详细化学动力学模型计算结果与实验测量还存在一定的差异,需要进一步改进.     

北京强度环境研究所完成CZ-2F火箭POGO振动研究

在载人航天的运载火箭第五次飞行中,宇航员报告在一级火箭飞行末秒产生比较强烈的振动。北京强度环境研究所承担了该问题的研究工作。课题组根据飞行振动、输送管路脉动压力的遥测数据分析,认为这种振动的主要原因是产生了液体火箭的燃料输送系统和火箭结构系统动力学耦合的全箭POGO振动。为了证明POGO振动成因,进行了模拟介质和真实介质的输送管路脉动特性试验、全箭纵向模态试验,开展了管路特性计算分析和全箭POGO稳定性分析工作,证明了实际飞行时POG0振动的机理。     

轴对称运载器纵向动力响应分析方法的改进

这份NASA报告刊出的是由Archer和Rubin提出的用有限元分析运载火箭轴向动力特性和动力响应的新方法。该方法是将火箭的主要部段——贮箱取成壳元,而贮箱内的燃料则取为液体元(不考虑液体刚度),其它非对称部件取成弹簧-质量单元。用这种组合模型可以用较少的自由度计算轴对称液燃火箭的纵向动力特性和动力稳态响应。该方法曾用于登月的土星V运载系统的轴向动力计算,也用于航天飞机哥伦比亚号主燃料箱的纵向动力计算,还用在法国阿里安火箭的纵向动力计算,都取得了较好效果。文章对所用公式有较详细的推导,对程序也做了一定的说明,该方法和程序具有较大实用意义。     

星箭耦合系统多状态模型修正技术研究

在大型、复杂航天飞行器研制过程中,有限元分析发挥了重要作用。由于在建立有限元模型时进行了简化导致有限元模型不能真实的反映真实结构的特征。为了精确预示结构动态响应,需进行模型修正。针对全箭有限元模型修正特点,提出了多状态模型修正方法,并编制了相应的计算软件MPMU1.0。最后对某缩比模型进行了模态试验和模型修正,验证了方法的有效性。     

面向天线板热变形的有限元模型修正方法

为满足卫星天线板的在轨热变形测量要求,需要建立精确有限元模型模拟天线板热变形过程。蜂窝夹层板作为天线板主体结构,在有限元建模过程中通常需要对其进行简化处理,导致有限元计算结果与实验测量值之间存在差异。针对上述问题,进行了高温环境下天线板结构的热变形实验,得到温度场分布与热变形位移矩阵。通过对温度场拟合得到有限元模型热载荷。在此基础上,提出了利用天线板有限元模型与实验模型面外位移测量矩阵的均方根误差作为修正目标,基于多岛遗传算法的有限元模型修正方法,对模型材料参数与边界条件进行修正。修正后有限元模型的预测精度得到了明显提高。     

酚醛树脂热解产物高温燃烧详细化学反应机理简化

针对流动/酚醛树脂热解产物燃烧耦合数值模拟过程中使用详细化学反应机理带来的数值刚性问题,以保证计算精度要求,对酚醛树脂热解产物详细化学反应动力学模型进行简化研究。选取Chemkin-Pro中的良搅拌反应模型,对由53种组分325个基元反应组成的甲烷掺氢气详细化学反应动力学机理进行了敏感性分析和生产速率分析,得到包含15种组分15个基元反应的简化机理。结果表明:简化化学动力学模型能充分地再现详细基元反应模型的反应机理的主要特征,大幅缩短计算时间,进而用于高超声速条件下酚醛树脂热解产物引射及其对边界层扰动的计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)中。     

复杂结构动态分析/试验/设计与计算仿真技术的进展与应用

本文对复杂结构动态分析／试验／设计技术近三十年来的进展,包括有限元建模与组合结构分析、动态特性测试、计算模型修正和振动控制,以及新兴的计算机仿真和计算模型精确度认证等新思想、新技术的进展,进行了综合评述,同时还给出这些新技术在运载火箭和航天器方面的工程应用实例。     

惯性坐标系下的旋翼气弹稳定性建模

为了较好地描述直升机铰接式、无铰式及无轴承式旋翼的动力学特性,本文根据Hamilton原理。采用中等变形粱理论,用Chopra的15自由度有限元梁元进行离散,并将挥舞、摆振和变距铰运动作为广义坐标,采用二维准定常气动力模型,直接在惯性坐标系下,建立了旋翼气弹分析的动力学模型,并用Pitt—Peters动态入流模型计入动态入流对稳定性的影响。本文基于惯性坐标系的旋翼气弹建模方法简化了建模,方便地嵌入了动态入流模型。通过与Princeton粱实验数据、ITR旋翼试验数据和直升机分析软件UMARC的计算值的对比,验证了本气弹分析模型的正确性,指出误差来源于气动模型。     

弱撞击对接机构动力学特性建模

针对空间飞行器捕获对接过程中复杂的多体动力学问题,鉴于弱撞击对接机构(Low impact docking mechanism,LIDM)不同于以往常见的刚性对接机构,其在对接过程中产生碰撞力远小于空间飞行器自身的重量,且自身对接环处安装有六维力传感器,因此可以将捕获过程中LIDM处产生的碰撞力等效为作用于对接环质心处的时变载荷。依据第二类拉格朗日方程的动力学建模方法,推导了各组件动力学参数的具体表达式,建立了全刚体目标系统下的多体动力学模型,并基于MATLAB实现了动力学参数的输出。用ADAMS的多体动力学模型进行仿真验证,结果表明:两者的计算验证结果证明了以拉格朗日方程建立的LIDM捕获动力学模型的正确性。为研究空间对接机构的结构优化与工程应用打下了基础。