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《固体火箭技术》2021,44(1)
针对目前结构完整性分析过程复杂,绘图与有限元计算软件之间的数据传递过程费时费力的问题,提出了基于参数化建模、全六面体网格划分、及有限元快速求解的装药结构响应快速分析方法,将药柱的参数化建模分解为基体和芯模各自的建模过程,从而建立起管型、星型、翼柱型这三种最常见的装药参数化模型,基于J-Link的Pro/E二次开发技术,实现了药柱的修改、再生、保存、导出等一系列功能,建立起设计变量与药柱模型尺寸约束之间的映射关系,从而实现变量驱动药柱更改的功能。从固体火箭发动机装药有限元分析的整个流程综合考量,针对发动机药柱结构完整性仿真分析的特点,提出了药柱快速结构完整性分析方法研究框架的概念,利用参数化建模、有限元求解的二次开发技术,实现几何模型和有限元分析的联动,搭建出典型装药结构完整性计算模板,完成快速计算平台的设计,最终实现装药结构响应的快速计算。在精度相当条件下,大大加快了温度冲击下装药结构响应预示速度。 相似文献
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分析了目前创建台阶型导管连接件的方法以及存在的缺陷,研究了Pro/E软件参数化设计和族表功能,以液体火箭发动机中凹台阶接头创建为例,探索在Pro/E中快速创建三维参数化凹台阶接头的新方法,提出了凹台阶接头三维模型创建流程、三维模型文件命名规则,并对三维模型的管理与使用进行了讨论.应用这种方法,能够在短时间内建立系列化台阶型导管连接件,并且一次性完成尺寸和参数检查,确保导管连接件三维模型的正确性和-致性,在发动机设计过程中,设计人员可以直接使用台阶型导管连接件三维模型进行装配,减少产品设计过程中的重复建模工作,极大提高了发动机的设计效率. 相似文献
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利用并行八叉树划分技术开展复杂构型航天器放气污染分析研究 总被引:1,自引:1,他引:0
放气污染对航天器造成的有害影响需要定量评估。放气产物分子的输运过程可以采用Monte-Carlo方法模拟,并用射线表示放气分子输运轨迹。如此一来,即转换为射线追踪问题。由于航天器构型复杂,射线追踪的计算很耗时,所以有必要研究其加速算法。文章将复杂构型航天器表面用三角形非结构网格表示,利用八叉树划分技术开展分子运动轨迹与表面相交的加速模拟计算。同时,在基于共享内存多核计算平台,利用OpenMPAPI软件实现了计算的并行化。该方法在对空间站的实例计算中显著提高了运算速度,并对空间站的污染情况进行了初步评价分析。 相似文献
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《北华航天工业学院学报》2016,(1):24-26
本文应用Solid Works建模软件建立了FA-45-59机型针摆传动机构参数化模型,通过ANSYS的ADPL参数化语言对该模型进行了参数化有限元分析,具体过程包括模型导入,单元类型及材料属性的定义,网格划分,接触对的定义,边界条件施加及计算求解等。计算求得的有限元分析结果与理论计算结果相比较后,误差在允许范围内,从而大大提高了建模、分析的效率。 相似文献
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针对多臂航天器在轨操控过程中可能存在的多链、闭环、环链混合等多种拓扑构型及相应的动力学模型变化,提出基于空间算子代数理论(SOA)的高效统一动力学建模方法。首先,提出了描述多臂航天器部件连接关系的构型参数,并基于构型参数提出了多臂航天器拓扑构型描述矩阵的自主生成方法。其次,基于空间算子代数理论,将通路矩阵与空间转移算子相结合,提出了变拓扑多臂航天器统一动力学建模方法。最后,将数值仿真结果与多体动力学仿真软件的仿真结果进行比对,验证所提方法的有效性。仿真结果表明,对于不同的拓扑结构,所提出的O(n)阶统一动力学建模方法能准确描述变拓扑情况下的多臂航天器动力学响应。 相似文献
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针对某卫星平台桁架式集成天线塔结构的优化设计,采用了一种先构型优化,再尺寸优化的方法.首先使用Midas软件进行了有限元建模,应用满应力优化和基结构法得到了兼顾重量、基频、拉拔力、结构对称性及安装空间的综合最优构型.其次,在构型优化结果的基础上,通过Isight软件集成MSC.Patran/Nastran软件,选用多岛遗传优化算法,分析得到了最轻质量杆件截面方案.该方案可以同时满足空间X、Y、Z三个方向正弦响应荷载工况的强度、刚度等要求,质量较优化前降低.优化结果表明,该方法能够得到满足设计要求的方案,可以应用于桁架结构的优化设计. 相似文献
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基于ProE的航天器三维屏蔽与辐射剂量评估方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为准确评估结构异常复杂的航天器内部遭遇的辐射剂量,本文将直线近似原理和ProE工程软件相结合,自主开发了一种新型的航天器三维屏蔽与辐射剂量评估方法。利用本方法对立方体、球、平板等简单几何体内部的屏蔽厚度和辐射剂量进行了分析计算,计算结果表明基于ProE的三维屏蔽与辐射剂量计算方法是可靠的。结构复杂程度相当于中等规模航天器的模型计算结果表明,本方法能够较高效的分析评估复杂航天器内部遭遇的屏蔽厚度和辐射剂量。
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将设计结构矩阵(DSM)技术应用于航天器研制的设计流程建模和信息建模,能够清晰准确地描述航天器各设计活动之间的信息耦合关系。根据航天器设计过程中跨分系统集成和协同设计的具体教学与培训需求,开发了一种基于DSM进行建模的工具软件,可用于建立一个基于设计参数信息的集成设计系统。根据其内在耦合关联关系,可实现各个分系统、各个模块、各个学科的参数信息一致和动态关联更新。 相似文献
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建立了一种航天器防护结构超高速碰撞数值模拟的节点分离有限元方法。通过重合节点网格转换和添加节点集约束建立了节点分离有限元模型。在显式积分迭代中,将达到断裂判据的节点集解离,从而生成裂纹。对网格畸变问题进行分析,并建立了几何识别方法,进而删除畸变单元,改善了算法的稳定性。应用节点分离方法模拟了单层板超高速撞击问题,并分析了撞击速度对弹丸变形程度和碎片云形状的影响。应用节点分离方法对Whipple防护结构、填充式防护结构和多层网结构进行了模拟,获得了与实验一致的结果。多种算例表明,节点分离有限元方法改善了以往断裂侵蚀有限元方法处理网格畸变、碎片云模拟以及二次碎片云碰撞等方面的能力,对典型防护结构模拟具有很好的适用性,能够成为光滑粒子流体动力学(SPH)方法的有效补充和替代。 相似文献
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M. V. Levskii 《Cosmic Research》2011,49(2):131-149
The problem of optimal control over spatial reorientation of a spacecraft is considered. The functional having a sense of
propellant consumption is minimized. The analytical solution to the formulated problem is presented. It is shown that the
optimal solution can be found in the class of two-impulse control at which the spacecraft’s turn is performed along a free
motion trajectory. In order to improve the accuracy of spacecraft guidance into a specified angular position, methods of control
are suggested that realize the method of free trajectories. The synthesized controls are invariant with respect to both external
perturbations and parametric errors. The results of mathematical modeling are presented that demonstrate high efficiency of
developed control algorithms. Propellant consumption for realizing a programmed turn is numerically estimated taking into
account considerable gravitational and aerodynamic moments acting upon the spacecraft. 相似文献
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In order to meet the growing demand for high performance C- and Ku-Band services in the Americas, INTELSAT contracted with Astrium in February 2000 to procure a high capacity communications spacecraft for its 310°E operational location. The spacecraft platform is based on Astrium's next generation platform, the Eurostar 3000. Several new technologies such as integrated Data Handling System, Plasma Propulsion System, etc. are integral features of this platform. The communication payload comprises 36 C-Band and 20 high power Ku-Band transponders. The beam coverages are tailored for the 310°E orbital location and are implemented using a hybrid shaped antenna design approach, where multiple C-Band coverages are generated from a single shaped reflector utilizing a pair of Tx/Rx feed horns for each coverage. The Ku-Band coverages are generated by the classical dual Gregorian shaped reflector antenna design approach. With a total dry mass on the order of 2650 kg and a separated launch mass of 5400 kg, the spacecraft is compatible with most of the available launch vehicles providing mission life of greater than 13 years. The paper will provide technical details of the spacecraft. 相似文献
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Yu. P. Ulybyshev 《Cosmic Research》2010,48(6):534-541
The problem of terminal control over a deorbiting spacecraft at the stage of its flight after leaving plasma (altitude of
∼40 km) is considered, the aim being to guide it to a preset landing point. The algorithm is based on a modification of the
well-known method of proportional navigation, when a fixed point is the target. It is suggested to use satellite navigation
systems (of the GLONASS or GPS types) and/or radio beacons, which should allow one to determine the spacecraft trajectory
parameters with high precision. Single-channel control is performed by changing the roll angle according to current parameters
of the trajectory, which ensures adaptability of the method. Examples of three-dimensional trajectories of flight are presented
for a manned spacecraft with low lift-to-drag ratio (∼0.5), currently under design in Russia. The results of statistical modeling
taking into account initial deviations of the trajectory parameters and wind disturbances are presented. A method of statistical
choice of a reference trajectory for the guidance stage is suggested. A theoretical possibility of using the algorithm of
spacecraft guidance (in case of in-light accident with a carrier launcher) to preset regions in the vicinity of launching
route is demonstrated. A qualitative analysis of proportional navigation with a fixed target is presented. 相似文献