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1.
点火升压阶段药柱裂纹变形研究 总被引:1,自引:1,他引:1
利用流固耦合软件MPCCI将FLUENT和ABAQUS连接,计算了固体发动机点火升压阶段燃烧室流场与药柱裂纹变形情况.FLUENT计算耦合区域作用在固体边界上的力,以节点量的形式传给MPCCI,MPCCI将节点量进行插值传给ABAQUS,ABAQUS得到外加载荷,计算耦合区域作用在流场上的节点位移,再通过MPCCI插值后传给FLUENT.计算结果表明,在燃气流入裂纹初期,在裂纹尖端形成相对封闭空间,造成裂纹内压强上升,反射激波引起裂纹尖端更高的升压速率,同时在裂纹尖端形成应力集中,为裂纹动态扩展提供了可能. 相似文献
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快速升压过程喷管侧向载荷流固耦合分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对固体火箭发动机大膨胀比喷管出现的侧向载荷,采用三维数值仿真方法进行分析。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,结合FLUENT中UDF功能,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。计算结果发现,此大膨胀比喷管在快速升压阶段先后经历了自由激波分离和受限激波分离;分析得出了较强的侧向载荷主要由不对称的燃烧波、激波转变和喷管出口部位的激波震动3种状态产生;侧向载荷的大小也与快速升压的时间快慢有较大关系。采用流固耦合计算方法能体现喷管的结构变形,从而更准确地反映喷管与燃气流相互影响的真实环境,为更深入研究大膨胀比喷管侧向载荷提供了支撑。 相似文献
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固体火箭发动机喷管分离流动流固耦合数值仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
针对固体火箭发动机大膨胀比喷管出现的分离流动,采用数值仿真方法进行分析,并与试验进行对比。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。耦合计算结果发现,此大膨胀比喷管发生气流分离,且分离处斜激波后的气流温度与压力变化较大,采用流固耦合数值方法能体现喷管的结构变形,从而更准确地反映喷管与燃气流相互影响的真实环境。耦合计算结果与试验进行对比得出,耦合计算得到的分离位置能很好地拟合实验测得的气流分离位置,说明了流固耦合数值方法的有效性,为更深入研究大膨胀比喷管分离流动现象提供了支撑。 相似文献
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流固耦合作用下水下点火固体发动机C/C复合材料喷管力学性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究流固耦合作用对水下点火固体发动机喷管力学性能的影响,采用有限元分析软件建立C/C复合材料喷管的有限元模型,仿真计算不同水深下喷管的力学性能变化。结果表明:真空条件下,喷管的模态频率最大;随着水深增加,流固耦合作用使喷管虚拟质量增大,因而模态频率降低,并且耦合的模态阶数变多。在5~800 Hz振动激励下,随着水深增加,喷管与外界流体发生共振的模态阶数升高,喷管出口部位频率响应的最大位移增大;喷管在5、10、15 m这3种水深下与流体发生流固耦合时的变形云图分布形态一致,只是数值大小不同;但是在15 m水深下,喷管喉部出现严重的应力集中现象,应力值在2.5×107~3.79×1012 Pa之间,存在破坏失效风险。 相似文献
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充液容器流固耦合模态仿真分析研究 总被引:4,自引:0,他引:4
主要介绍目前容器类流固耦合模态分析最常用的两种计算方法:声固耦合法及虚拟质量法。从理论上分别对这两种方法进行分析,并指出它们之间的联系与区别:虚拟质量法采用了声固耦合法在不可压缩流体情况下的形式,并有所改进,即流体的作用完全由虚拟质量阵来体现,而流体的虚拟质量阵则通过具有解析解性质的边界元法获得。最后,通过开口方槽干状态、湿状态的无阻尼模态仿真分析研究,揭示出流体对结构模态特性影响的变化规律,同时指出了两种方法(虚拟质量法、声固耦合法)对结构湿模态计算结果有规律性的差异:随着振动频率的升高,不仅容器内流体对结构模态特性的影响在减小,分析湿模态的两种方法所得到的计算结果之间的差别也在逐渐减小。 相似文献
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压力管道流固耦合振动特性分析 总被引:3,自引:0,他引:3
压力管道系统中存在流体和结构之间的耦合振动。因此,在研究压力管道的动态特性时,应考虑管内流体对管道结构动态特性的影响。本文以某动力系统空间管路为研究对象,采用Galerkin法对导管-流体组成的耦合系统进行有限元离散,建立耦合系统控制方程。在此基础上,用考虑初应力刚度的有限元法,对导管充压前、后的振动特性进行了数值计算,详细分析了流固耦合作用对导管结构振动特性的影响,并与试验结果进行了比较分析。结果表明,流固耦合作用对导管模态振型的影响很小,但对导管各阶固有频率有不同程度的影响。 相似文献
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以热粘弹理论和动力有限元法为基础,结合机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型,分析计算了发动机壳体和装药结构撞击变形及装药内部热点形成,确定了产生高温热点撞击临界速度。计算模型中考虑了推进剂初始弥散细观裂纹离散、裂纹扩展对推进剂宏观力学性能影响、基体粘性加热对热点形成影响等问题。通过与高能炸药Steven撞击试验结果进行对比分析,证明了理论模型及计算方法的有效性。计算了某小型发动机撞击试验临界速度。 相似文献
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针对固体捆绑火箭复杂空间模态对姿控系统的影响问题,推导建立了新的姿态动力学模型,分析了弹性振动对三通道姿态运动的影响并采用逆Nyquist阵列法进行了姿控系统设计。首先建立了新的固体捆绑火箭姿态动力学模型,模型中基于有限元法导出了弹性振动方程,这是与传统模型最主要的区别。然后针对弹性振动引起的三通道姿态运动间耦合问题,分析了耦合的强弱,采用逆Nyquist阵列法设计了控制器。最后通过时域仿真验证了方法的可行性。结果表明,虽然结构上捆绑火箭芯级和助推之间纵、横、扭耦合比较明显,但引起的三通道间耦合却比较弱,被控模型在设计频段内具有明显的对角优势性质。采用逆Nyquist阵列法设计的控制器是可行的,仿真结果满足工程要求。 相似文献
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针对有板式挠性附件的航天器,根据几何变形约束法引入有限元方法,用Lagrange方程建立系统的刚柔耦合一次近似动力学方程组。在动力学方程中获得了与大范围刚体运动有关的动力刚度项。仿真结果表明,在柔性体大范围运动时动力刚度项的影响较大,忽略动力刚度项的传统动力学建模方法会给出错误结论。 相似文献
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分析了动态力测试系统的响应特性,找出了测试系统固有特性对动态力测试的影响规律,提出了一种动态力的测试数据处理方法。用该方法首先计算动态力输出曲线两个相邻零点之间的动态力均值,然后再求出该均值与动态力曲线上两个外侧交点之间的动态力均值,依此类推,迭代求得动态力的幅值、延迟时间等参数。对测试过程中误差的产生原因进行了分析并提出了减小测试误差的措施。结果表明,增加系统的阻尼振荡频率和动态力的周期,可有效降低幅值误差和延迟误差,从而对实际检测系统的设计和误差修正提供理论依据。 相似文献
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当参数在一定范围内变化时,为使导弹电液位置伺服系统在多数情况下具有良好的动态性能,提出了一种导弹电液伺服机构的滑动模态控制方法,并进行了计算机仿真。仿真结果表明,变结构控制能保证参数在一定范围变化时,系统有较好的动态性能和跟踪精度。 相似文献
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柔性机构变形动态响应可靠性分析方法 总被引:1,自引:1,他引:1
柔性机构中柔性构什变形的动态响应为高度非线性。为了进行柔性机构的动态可靠性分析,提出了柔性机构变形动态响臆可靠性分析理论,按照多柔体系统动力学方法建立了柔性机构动态可靠性分析模型,提出了变形动态响应可靠度计算方法。利用蒙特卡罗随机模拟方法抽取少量随机变量样本数据,计算构件变形动态响应随机过程的时间截口分布特性,结合人工神经网络方法进行构件变形动态响应的随机过程分析,得到整个运动时域内变形的随机过程分布规律。通过柔件机构实例进行变形动态响应可靠度计算,结果表明该方法对柔性机构设计和分析具有理论方法指导意义。 相似文献
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姿控发动机推力测量系统的动态建模与补偿 总被引:1,自引:0,他引:1
在姿控发动机的瞬态推力测量中,推力测量系统的动态特性是影响推力准确测量的一个至关重要的因素。根据姿控发动机推力测量的特点,针对某型号姿控发动机设计了专用的试车台架,采用了动态标定、动态补偿和计算机仿真有机结合的方法,对推力测量系统动态特性的改善进行了研究。仿真结果表明,此方法在改善推力测量系统动态性能方面是行之有效的,可将其进一步推广到其它动态测量系统。 相似文献
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一种新的导航星选取算法研究 总被引:6,自引:0,他引:6
在导航星表的建立过程中,由于恒星的数量太多,往往要进行筛选,通常这种选择复杂费时,而结果往往并不是最优的。本文引入了动态星等阈值分布函数,将传统星等阈值过滤算法中的静态阈值用动态星等阈值代替,建立了一种新的动态星等阈值过滤选择模式。而基于统计学习理论的支持向量机方法为求解高维非线性动态星等阈值分布函数提供了新的途径。本文讨论了这种基于支持向量机的导航星自动选择算法——回归选取算法。实验表明,用该算法所选取的导航星表,导航星数量少、分布均匀性好。同时它还能适应多种任务的导航星选取要求,具有很强的通用性。 相似文献
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提出了一种基于逆动态理论的轮控空间飞行器大角度机动控制方法。用逆动态控制对系统作非线性解耦,基于变结构控制的鲁棒性设计控制器,给出了控制回路方案。仿真结果表明:该控制法在有外界干扰和系统参数不确定条件下有较快的收敛性和一定的鲁棒性。 相似文献
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为获得减压阀动态特性,建立了液体火箭发动机常用的反向卸荷式减压阀动态仿真模型.采用AMESim仿真技术进行了仿真,重点分析了各种因素对减压阀动态特性的影响,提出了改善减压阀动态特性的措施.试验结果表明,改进措施合理可行. 相似文献