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21.
利用有限元方法逼近飞行器轨道主动段扰动引力 总被引:9,自引:2,他引:9
为了克服引力位系数模型计算飞行器轨道主动段扰动引力所存在的计算量大,并且难以进行实时计算的缺点,提出利用有限元内插的方法对主动段扰动引力进行逼近。根据有限元分析中区域剖分插值的原理,采用了对飞行器轨道周围有限范围的空间区域进行有限元剖分的方式,计算出各剖分单元每个顶点处的扰动引力,然后利用剖分单元各顶点的扰动引力分量内插出飞行器轨道点对应的扰动引力分量值。计算过程和结果表明,这种方法能够快速、精确可靠地逼近飞行器轨道主动段扰动引力,满足了有关文献中所提出的要求。 相似文献
22.
以实践四号卫星有效载荷“单粒子事件动态监测仪’为实践基础,介绍了星载计算机基于软件结合硬件容错抗单粒子扰动的加固技术;并对半年多来在轨运行中探测到的单粒子翻转和闩锁事件进行了初步分析总结。 相似文献
23.
固体火箭发动机性能规律精度分析 总被引:2,自引:2,他引:2
根据固体火箭发动机内弹道计算模型,提出了内弹道计算中的独立随机变量,建立了随机变量的概率统计模型,确定了参数的分布规律,并用Monte-Carlo法进行了内弹道模拟计算。最后对发动机性能的均值μ和标准差σ进行了分析和实验验证,得出了计算方法可行,数据可信的结论。 相似文献
24.
准确地预示固体火箭发动机推力中止这一瞬变过程,对飞行器飞行精度及可靠性具有重要意义。建立了一维不定常流动数值计算模型,考虑了传热、摩擦、燃面变化,燃烧室长径比、通喉比等因素,计算了推力中止过程内弹道,给出了燃气参数沿燃烧室长度的分布及随时间的变化。 相似文献
25.
26.
基于有限元模拟的管材内高压成形模具设计与优化 总被引:1,自引:0,他引:1
设计模具需要丰富的生产实践经验,新产品、新工艺的模具设计不可能一次成功,或多或少都会存在一些结构上的不合理或其他缺陷,产品因而不能顺利成形。为了解决这些问题,本文对管材内高压成形的过程用MSC.Marc有限元模拟软件进行模拟,验证模具结构上的合理性,发现存在的缺陷并进行模具的重新优化。这样可以弥补经验设计的不足,缩短了模具设计制造周期,提高了工作效率,避免了因不合理的设计而导致的资源浪费,对类似的模具设计有一定借鉴作用。 相似文献
27.
空间机械臂非完整运动规划的遗传算法研究 总被引:13,自引:3,他引:13
带空间机械臂航天器系统在无外力矩作用时,系统相对于总质心的动量矩守恒而变为非完整系统。由于非完整约束的不可积性,非完整系统的运动规划与控制比一般系统要困难得多。现利用非完整特性研究了自由漂浮空间机械臂的三维姿态运动控制问题。首先导出带空间机械臂的航天器三维姿态运动数学模型,并将系统的控制问题转化为无漂移系统的非完整运动规划问题。在运动规划中,根据最优控制原理和优化理论,提出基于遗传算法的最优运动规划数值算法。通过数值仿真,表明该方法对空间机械臂及航天器三维姿态运动的非完整运动规划是有效的。 相似文献
28.
筒状大长度固体药柱在内压载荷下的响应 总被引:6,自引:0,他引:6
本文研究不可压缩的粘弹性圆筒,在轴对称的平面应变条件下承受内压的问题,粘弹性材料采用分数阶导数模型。并用分数阶导数模型拟合固体推进剂松弛模量曲线,用Laplace变换和其反变换计算了固体火箭发动机筒段在点火内压建立过程中的位移和应力,得到它们随位置和时间变化的曲线。 相似文献
29.
本文研究旋转固体火箭发动机在加速度载菏下的性能变化。根据至今己提出的4种重要模式:力学模式、热力学模式、应力模式、气动力学模式,得出了每种模式的简化模型,并附加了一个内弹道计算机程序。分析结果表明,应力模式对圆孔药柱并不重要。其它模式对固体发动机性能都有影响。分析结果与发动机数据比较表明,侵蚀燃烧效应是旋转速度的函数。 相似文献
30.
燃气蒸汽式发射系统内弹道若干问题研究 总被引:3,自引:0,他引:3
通过对燃气蒸汽式发射动力系统的研究,总结出影响内弹道计算精度的若干因素,并就其中几个影响较大的问题进行了详细的分析,开发研制出了一套用于预估内弹道性能的系统化程序。通过实验数据的比较,验证了适用于内弹道计算的数学物理模型,为燃气蒸汽式发射系统设计提供参考依据。 相似文献