捆绑型运载火箭姿态控制系统半实物仿真方法

本文介绍了MPSE软件的主要特点,总结了采用银河仿真机对捆绑型运载火箭姿态控制系统进行半实物仿真的方法。     

薄膜充气管展开模拟试验

根据多体理论中凯恩方法建立的折叠充气管模型,模拟研究了V形折叠充气管的充气展开动力学特性.由管内气压变化与充气展开时间的关系,分析了不同充气速率和初始展开角时展开加速度与时间的关系.结果表明:该模拟方法有效,展开加速度与充气速率总体成正比.另发现,为改善充气管的展开动力学性能,需控制特定展开角度范围内的加速度波动.     

基于OMNeT++的卫星姿态控制系统仿真

针对三轴稳定卫星的姿态控制系统,在离散事件仿真平台OMNeT 的基础上,建立了一个以星敏感器和陀螺为敏感器,反作用飞轮为执行机构的闭环控制仿真系统。采用双矢量定姿算法和PID控制算法,对该卫星在对地定向模式下的控制精度进行了仿真。仿真结果清晰地反映了星敏感器和反作用飞轮输出延时对控制精度的影响。整个仿真系统符合面向对象和模块化的程序设计理念,并实现了仿真程序的重用。     

小卫星姿控动量轮陶瓷球混合轴承性能分析与试验

小卫星的技术发展对星上姿控系统的主要部件一动量轮的主要技术指标提出了严格的要求。为了满足动量轮对轴承的使用要求，本研究开发了Si3N4陶瓷球混合轴承。基于滚动轴承分析理论和摩擦学知识，对其接触应力、旋滚比、轴向刚度、润滑、额定静载荷等指标进行了优化设计和分析。结果显示：与原全钢轴承比较，优化后混合轴承消除了原全钢轴承存在的控制类型“阶跃”问题，在精度寿命指标上具有明显的优势。摩擦力矩测量结果及分析表明该轴承的功耗指标优于原全钢轴承。力学模拟、温度循环试验后动量轮电机电流升高小于5％，表明该轴承具有良好的抗振动冲击能力和温度适应能力。在动量轮连续二年的运转试验中，电机的功耗始终较小而且稳定，进一步证明陶瓷球混合轴承具有良好的抗粘着磨损能力。     

用光纤半圆阵列测量准二维工件表面粗糙度参数的仿真研究

提出了一种反散射计算的简单、快速方法,用于用光纤半圆阵列的光散射技术测量准二维工件表面的粗糙度参数。这些参数包括高度特性参数 R_a、间距特性参数λ_a 和混合参数△_a。我们的研究证明了上述测量方法的正确性。因而,这种测量方法可用于测量工件表面粗糙度参数仪器的设计。     

带柔性部件卫星耦合动力学建模理论及仿真

本文利用Ｊｏｕｒｄａｉｎ速度变分原理和集中质量有限元法建立了太阳帆板变形运动与星体大范围刚体运动之间的相互耦合的程式化动力学方程；用数值方法仿真了系统的动力学性能，给出了三种卫星动力学模型并比较了三种卫星动力学模型之间的差异；指出了目前工程实际中所用动力学模型的不足，进而提出了合理的卫星耦合动力学模型。     

固体火箭发动机结构可靠性数字仿真的基本问题

本文讨论了固体火箭发动机结构可靠性数字仿真方面的几个基本问题,如研究的目的,主要技术要求,验证试验和临界技术等。用固体火箭发动机结构可靠性数字仿真通用程序,说明了固体火箭发动机纤维增强复合材料壳体和固体药柱的模拟过程。     

液压减震器动态特性的计算机仿真

本文用“状态方程法”辅以Longe-Kutla数字积分法求解微分方程组,成功地进行了液压减震筒这类非线性不连续系统的时域分析。     

爆震波与涡轮叶片相互作用的数值模拟

应用计算流体力学(CFD)方法,对脉冲爆震波与涡轮叶片相互作用进行了初步数值模拟.以化学恰当比氢气空气混合物为反应物,仅考虑爆震波对涡轮静止叶片的作用.模拟结果表明:爆震波在通过涡轮叶片后,峰值压力发生衰减,并产生一向上游传播的激波,这有利于缓解爆震波对叶片的脉动冲击作用,但同时在涡轮叶片前缘会产生高压区,使叶片承受的应力很大.在爆震管出口压力变化图中可以看到由于激波经过叶片前缘和爆震室前端壁不断反射形成的多对不断衰减的双波峰.      

单星观测条件下弹道主动段估计的误差分析

在具有先验信息条件下 ,研究了单颗卫星利用星载红外传感器的角测量对弹道主动段参数估计的误差分析问题 ,通过理论分析 ,结合MonteCarlo仿真实验 ,系统的分析了三个主要误差源对估计弹道的影响 ,并提出了相应的处理策略