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根据某固体战术导弹水平支承条件下固有模态的有限元计算结果,采用三维有限单元和导弹结构实体建模,并运用ANYS有限元分析计算了导弹在公路运输环境中的动力响应特性,得到导弹结构动力响应功率谱。所得结果为导弹使用可靠性分析提供了依据。 相似文献
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为研究超静平台作动器的疲劳寿命特性,以其在轨执行巡天任务时的复杂工况分析为出发点,开展了典型工况下的超静平台物理试验,获取作动器实测载荷数据;采用有限元仿真模型进行疲劳损伤系数计算,根据“累积损伤-临界损伤”干涉模型进行累积损伤建模,推导了基于损伤系数外推的作动器概率疲劳寿命解析模型;利用最大损伤系数对应工况进行试验载荷谱设计,开展作动器疲劳寿命试验获取疲劳寿命分布,结合模型计算给出超静平台上不同损伤系数对应作动器的疲劳寿命评估结果。结果表明,运用建立的方法及模型,能够结合超静平台巡天任务工况,利用基于载荷谱编制的疲劳寿命试验结果,计算出平台上各作动器可靠度随在轨时间变化规律及概率疲劳寿命,可为超静平台作动器等一类在轨工况及载荷谱复杂、多样的空间运动机构提供一种真实有效的寿命评估技术途径。 相似文献
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半挂车车架是导弹发射车的关键结构,在路面不平度的随机激励下,结构的力学特性和动响应是车架设计和结构安全可靠的重要依据。本文建立的半挂车车架结构有限元计算模型具有新颖性和优越性。用实测路面不平度数据作为激励计算发射车车架的动响应具有重要的实用价值。对动荷系数进行了探讨,并给出了最大动应力值作为车架结构设计时的动强度参考。 相似文献
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根据模态综合理论,将导弹发射车划分为若干子结构,用Ⅰ—DEAS建立各子结构的有限元模型,并进行约束模态分析和模态综合,建立了整车的动响应分析模型,并计算了导弹发射车对随机路面激励的响应。本文考虑了各部件的弹性变形对动响应的影响。所建的模型反映了油气弹簧的连通结构的特点。 相似文献
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结构局部刚度变化对小卫星动特性影响 总被引:4,自引:0,他引:4
首先针对模块式小卫星动特性进行灵敏度理论分析,分析目标是寻找提高结构动特性的局部位置和参数。然后基于有限元法分析改变局部刚度对结构动特性的影响。小卫星结构动特性分析计算的主要问题是建立计算成本可控的有限元模型,本文详细讨论了小卫星有限元模型建模方法和简化途径,并通过7个算例考察改变模块底板局部刚度、改变适配器支撑刚度、模块问设置弹簧模拟阻尼器等对小卫星结构动特性的影响。灵敏度分析和计算表明,影响动特性的主要因素是模块盒底板刚度和星箭适配器的支撑刚度;增加模块局部刚度以及适配器支撑刚度可以屏蔽星体摆动和包带联结部位的某些频率,同时可以减缓部分中间模块的振幅;在部分模块间设置弹簧可以模拟阻尼器或减振器的效果。另一方面,降低适配器刚度可以增加隔振作用。因而优化模块刚度分布和支撑刚度分布是改进动力学性能的有效途径。本文分析为模块式小卫星动力学修改以及多功能结构设计和主动振动设计提供依据。 相似文献
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用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场 总被引:8,自引:0,他引:8
采用局部非结构网格弹性变形方法和网格再生方法相结合的动网格技术,计算导弹与发射简具有相对运动的燃气射流非定常流场。计算中将安置在发射简内的导弹作为运动实体,随着导弹运动,相应流场计算域边界发生变化。计算结果表明,采用动网格技术模拟导弹发射过程中燃气射流的非定常流场,具有较高的精度。 相似文献
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针对采用四腿式着陆支架的可重复使用运载器,提出一种油气-蜂窝两级缓冲的新型耐坠毁缓冲装置,常规油气缓冲器实现重复使用,危险工况下蜂窝缓冲器实现耐坠毁功能。建立了运载器着陆动力学模型,给出了运载器着陆的四种极限工况及铝蜂窝压溃载荷的求解方法,基于径向基(RBF)代理模型,采用多学科协同优化方法,对多工况下运载器两级缓冲装置设计参数进行了优化。结果表明,多学科协同优化方法有着较好的准确性,优化后运载器的最大过载和缓冲支柱载荷峰值均得到降低。最后,对比了单独油气缓冲器与两级耐坠毁缓冲装置下运载器的着陆响应,结果表明,使用两级耐坠毁缓冲装置在降低运载器最大着陆过载和缓冲支柱载荷峰值上有着较为明显的优势。 相似文献
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航天器舱外载荷适配器是一种轻小型空间对接机构,根据操作方式分为被动式和主动式两大类。文章介绍了日本设备调换装置(EEU)、美国飞行可释放连接机械装置(FRAM)等国内外舱外载荷适配器,总结了其引导定位、机械锁紧和电连接的功能实现方式。针对空间机械臂操作、人机工效学存在的无法精确定位和驱动力不足的问题,分析了舱外载荷适配器的工作模式、关键部件、地面试验等关键技术和解决措施。针对未来我国先进载荷任务需求,提出了开展功能强大、承载能力强的主动式适配器研究建议;针对大型高轨航天器,提出了开展被动式适配器技术研究建议。 相似文献
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为了对新一代载人飞船转垂挂载荷进行深入研究,优化结构设计,文章首先建立了转垂挂过程的动力学模型,通过与空投试验结果比对验证了模型的正确性。在此基础上,针对标称工况、主伞阻力面积偏小工况、返回舱质量偏大工况,计算得到无阻尼缓冲装置和有阻尼缓冲装置两种转垂挂方案对应垂挂转换过程中垂挂吊带载荷及返回舱过载。结果表明:最小载荷出现在主伞阻力面积偏小工况下,最大载荷出现在返回舱质量偏大工况下;各种工况下,阻尼缓冲装置对降低垂挂转换过程中的过载能起到一定的效果;载荷越大的工况阻尼缓冲装置的缓冲效果越差。文章的建模方法和分析结果对新一代大载重载人飞船的论证有一定借鉴意义。 相似文献
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针对星箭分离过程,建立了减冲击环结构模型,并分析了该结构的减冲原理。利用冲击响应谱的时域合成算法计算获得符合冲击谱规范的时域载荷,并以此作为结构优化设计中动力学模型的输入载荷工况。以减冲击环的连续层数、单层支撑块数、连续层厚度、支撑块层高度以及环的外半径和内半径6个结构参数为设计变量,以减冲效果和结构强度、刚度为约束,以质量最轻为目标,建立减冲击环的结构优化设计模型,这是一包含离散变量和连续变量的混合优化问题。为了在跨平台下求解该混合优化问题,采用代理模型策略和自适应模拟退火算法求解,并在最优点处开展结构性能对设计变量的敏度计算,对计算结果进行了分析评估。本研究对强冲击动力学环境下的航天器结构分析与设计有一定的指导意义。 相似文献
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基于分数容积障碍法(FAVOUR)、不可压缩Navier Stokes方程、RNG k ε 湍流模型和VOF函数,建立了自由液面模型并与六自由度运动方程联合求解了运载器式潜射导弹的水面分离运动。通过数值计算结果与实验值对比,验证了计算模型的精度和有效性,进而对不同海况条件以及出水角度下潜射导弹的水面分离运动特性进行了对比研究。结果表明,各工况下运载器与导弹的质心位置、姿态角和轴向速度均处于稳定和发射安全允许范围内。但随着浪高的增加,导弹姿态角散布范围也明显增大。在5级海况下,运载器与导弹俯仰角的峰值达到22°。此外,相同海况下,若控制运载器以10°倾角出水,导弹分离后最终可以获得接近垂直的姿态。本文的数值分析方法能有效地用于预测运载器式潜射导弹水面分离过程。 相似文献