月球车刚性车轮与模拟月壤相互作用有限元仿真和试验验证

根据三轴试验结果获得了模拟月壤的模型参数,在ABAQUS中基于修正的Drucker Prager Cap弹塑性模型建立了模拟月壤的仿真模型,并通过仿真的压板沉陷试验对试验测到的模型参数进行校正,然后基于该模型对月球车刚性车轮和模拟月壤的相互作用进行了仿真分析和试验验证,结果发现牵引力的计算结果在低滑转率下和试验结果复合较好,而在高滑转率下,计算结果偏大。最后对不同土壤自重下单个月球车车轮的牵引性能变化进行了仿真分析,发现单是土壤自重的变化对车轮牵引性能影响不明显。     

基于VDI2230标准的螺栓连接载荷系数仿真计算与试验验证

在根据VDI2230标准进行螺栓连接强度校核的过程中,涉及到部分经验参数选择以及经验公式计算,其误差大小会影响最终的校核结果。本文以载荷系数作为研究对象,利用有限元与试验方法开展了一系列分析研究,首先验证了利用有限元方法计算载荷系数的精度范围和可行性;然后基于有限元方法对VDI2230标准中载荷系数经验公式的准确度进行了分析,得到了经验公式在部分情况下的相对误差大小。     

基于多学科仿真模型的空间机械臂优化设计与应用

空间机械臂在载人航天活动中有着迫切的应用需求。航天器尺寸、质量等因素的限制使得空间机械臂具有大柔性、操作对象多以及负载变化大的特点,给机械臂的设计验证与任务验证均带来较大挑战。详细分析了空间机械臂设计验证及任务验证对多学科仿真模型的需求,完成空间机械臂多学科仿真模型建模、修正与验证工作,将修正后的仿真模型成功应用于后续中央控制器测试,在轨任务验证及数字机械臂的开发等多个方面,解决了空间机械臂任务验证的难题。     

基于内聚力模型的飞机风挡与无人机碰撞仿真及试验验证

为有效支持无人机撞击飞机仿真分析,降低试验研究成本,开展无人机与某型运输类飞机风挡碰撞试验及有限元仿真方法研究。研究建立符合实际尺寸和曲面构型的风挡和无人机的建模方法;考虑到碰撞后风挡玻璃的裂纹萌生和扩展的不可预测性和复杂性,通过Python二次开发在风挡模型中玻璃单元间及玻璃层与胶层间嵌入零厚度内聚力单元,研究给出基于固有内聚力的风挡玻璃有限元模型。研究发现,对应工况的仿真结果与试验结果基本一致,证明内聚力模型应用在该仿真中的有效性。同时相对于常规的单元删除法,基于内聚力模型的仿真结果更加接近试验结果,证明所建立方法的精度更高。     

弹上电子产品发射可靠性试验验证必要性判别方法

提出了弹上电子产品开展发射可靠性验证试验的必要性判别方法,论述了弹上电子产品完成飞行可靠性验证试验后,无须再开展发射可靠性验证试验,为工程决策提供了技术支撑。     

非烧蚀防热材料地面模拟试验有效性分析

流场化学非平衡度与材料表面催化反应的耦合控制着服役于化学非平衡流场中非烧蚀防热材料表面的气动热载荷,若在该类防热材料性能模拟研究中忽略这一耦合效应,地面模拟试验将无法获得材料的有效使用性能。为此,本文依据钝头体高超声速飞行器边界层驻点热流关系式,分析了影响驻点热流的主要流场参数、地面高焓模拟设备所提供的高焓超声速流场特点以及与飞行热环境之间的主要差异,采用CFD分析了"三参数"模拟方法的有效性。针对化学非平衡边界层驻点传热分析,提出"四参数"模拟方法并分析了"四参数"模拟方法中离解焓无法模拟时的防热材料性能并提出初步解决方法。     

航天静力学试验计价模型设计研究

在典型航天静力学试验结构化分解基础上,采用成本估算关系式法、Delphi法和统计分析等方法,研究分析了试验不同阶段影响价格的软硬件因素,筛选出主要因素,利用价格—因素关系式法设计计价模型.基于历史试验费用数据,获得静力试验专家经验计价公式,建立统计计价模型.对统计计价模型进行回归分析,对比价格预测值与实际试验价格,进行...     

飞行器贮箱增压管路内外热力综合环境试验研究

飞行器贮箱增压管路在正常工作时,同时受到静力、内热、内压、外热、振动等的综合环境作用,工作条件恶劣.描述了管路地面热力学综合环境试验系统的建立方法,在地面模拟管路的热力学环境工况,对其进行充分的试验考核验证,对管路的综合考核具有重要的意义.     

某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究

对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的.风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据.     

地效试验数据的估算研究

基于低速风洞试验的不可压缩势流理论,针对飞机地效试验,提出由无地板下的试验数据通过计算得到任意地板高度下相应数据的方法。将利用此方法得到的计算结果与带地板试验数据对比,论证了该方法的有效性。进一步研究表明,采用已有的带地板试验数据对计算结果进行差量修正,可有效减小该方法的计算误差。     

稳态焓探针的优化设计与试验验证

针对高超声速飞行器地面防热试验高精度总焓测量需求,研制了一种带热防护罩的稳态焓探针。基于能量平衡原理设计了稳态焓探针测量系统,采用有限元方法分析了焓探针采样管长度、壁厚以及冷却水流向、流量对焓值测量误差的影响,优化设计了焓探针的隔热结构和水气流量。在电弧加热器流场中开展了验证试验,结果表明:该稳态焓探针参数设计合理且隔热结构性能良好,重复性精度优于2.6%,与驻点热流Fay-Riddell法比较,最大偏差为13.0%。     

常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用

自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验（试验马赫数6.0）。试验结果表明:装置发射效果良好,模型发射后姿态平稳;根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造,发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时,模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑;模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。     

离心试验中摆动角加速度的模拟方法

本文介绍通过调整皮囊压力的大小和分布来模拟飞行器在飞行状态下的摆动角加速度的优化设计方法,以消除现有离心实验中结构受到的不平衡力矩,并考虑摆动角加速度对结构关键部位的影响。数值算例表明,采用皮囊压力的优化设计方法,在地面离心试验中能够有效地模拟飞行状态的摆动角加速度。该方法具有方便可行的特点。     

推进剂贮箱液体晃动的仿真研究与验证

应用CFD软件进行了三维液体晃动仿真计算,得出了全部等效动力学模型参数,仿真结果与解析公式或试验结果符合得很好.还通过仿真计算进行了地面试验的相似准则分析,证明CFD对液体晃动仿真研究是可行的.通过仿真分析,可以获取异形贮箱的晃动特性,辅助和指导地面缩比模型晃动试验的进行.