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891.
对于高超声速远程导弹助推-滑翔弹道,提出一种弹道参数的解析估算方法,该方法从能量的角度出发,利用准平衡滑翔条件建立滑翔射程和飞行时间的解析估算公式;在此基础上定量地分析研究升阻比、初始速度等弹道参数对滑翔射程和时间的影响规律;同时在理论上分析了最小能量椭圆弹道的射程和飞行时间特性。基于推导得到的解析估算公式,对比研究滑翔弹道和椭圆弹道的在不同条件下的射程和时间特性,并提出这两种弹道最佳适用范围的确定准则。最后,通过仿真分析表明,解析估算结果与数值仿真结果的误差小于2%,具有较高的精度,能够可靠、有效地分析出滑翔弹道的性能,可为弹道方案的初步选取提供参考。 相似文献
892.
为解决航天器火工冲击力学环境预示中无法确定载荷力函数的问题,提出一种基于流体编程软件(Hydrocodes)的“振源系统-近场结构”一体化建模和分析方法,分析由火工品触发的航天器星箭分离机构及其他解锁释放机构的冲击过程,从中提取力函数, 实现对振源与主结构的解耦分析。以包带式星箭分离结构为例,对该方法的可行性进行研究和论证。通过对模型进行爆炸冲击直接加载和力函数的解耦加载这两轮计算结果的对比分析,初步校验了该方法的可行性。通过对模型的耦合性分析和对其简化模型的分析,进一步校验了局部建模的合理性和解耦分析的准确性。该方法是一种能够确定航天器火工冲击源函数的可行方法,为从工程上解决航天器火工冲击的响应预示问题奠定了基础。 相似文献
893.
航天器姿控发动机真空羽流场计算及其扰动分析 总被引:1,自引:1,他引:0
航天器姿态控制发动机工作期间,产生的羽流扰动力矩会影响控制精度,对流和辐射产生的热效应会影响热控系统工作,羽流沉积物会影响光学敏感器的精度。文章以某航天器的20 N姿控发动机为例,首先采用工程的MOC方法计算其真空羽流场;然后利用建立的航天器羽流三维冲击模型分析了羽流对太阳电池阵的冲击载荷;最后对发动机羽流脉冲激励下太阳电池阵的响应和姿态控制系统受到的扰动力矩进行了仿真分析。结果表明姿控发动机羽流脉冲激励将对控制精度和稳定度产生不可忽视的影响。 相似文献
894.
895.
896.
897.
898.
899.
基于HLA的半实物仿真时间管理策略的研究和实现 总被引:5,自引:0,他引:5
在基于HLA的半实物仿真系统中,时间管理策略的设置是保证两种不同机制系统能够进行正确时间推进的有效方法。综合介绍HLA接口规范中的时间管理的主要内容,分析HLA接口设备对时间管理的要求,给出可以采取的时间策略,并根据这一分析结果,设计了一套测试时间管理策略的实验验证方案。实验结果表明,HLA接口设备采用基于时间控制不受限时间管理策略最为可行。同时,为了提高传输性能,建议采用分时法进行数据传输,当确实有大量数据需要一次发送时建议采用多个小包组合成一个大包的方法进行传输。 相似文献
900.