爆炸冲击载荷作用下板壳结构数值仿真分析

主要针对爆炸冲击载荷作用下板壳结构的试验破坏问题,利用LS-DYNA有限元分析软件,采用非线性动力学分析计算方法,考虑材料非线性和结构非线性等因素,模拟分析了板壳结构在接触爆炸冲击载荷作用下的动态响应。计算分析结果与试验结果相吻合,利用有限元分析方法能很方便解释试验过程和现象,为试验分析提供有效依据。     

大型训练模拟器网络系统设计

大型训练模拟器是一个典型的分布式仿真系统(DIS),计算机网络系统是其核心组成部分。文中介绍了一种采用两级网络结构的设计方案．详细说明了网络系统的软硬件组成和控制方式,并说明了HLA标准在系统中的作用。     

相邻激励器合成射流流场数值模拟及机理研究

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道、外部流场作为单连域计算处理的吹／吸型边界模型。在此基础上,对不同相位差、不同振幅、不同频率的相邻激励器相互作用形成的合成射流流场进行了数值分析。计算结果表明：相邻激励器工作时的相位差、振幅不同、驱动频率不同对其形成的合成射流流场有很大影响,合成射流不再对称分布,流动将发生偏转。其机理是由于两激励器吸入和排出流体流动不同(不同相、不同幅值、不同频率),使得两列旋涡对不对称,因此在两列旋涡对之间存在涡量强度不同和压强梯度,从而引起旋涡对向低压侧和强涡量区偏转。     

冲压燃烧室内的燃料扩散性能研究

应用含组分守恒方程的质量平均Navier-Stokes方程和B-L代数湍流模型,本文数值模拟了带支板引射器的模型燃烧室内部的流场结构,对比研究了支板引射器数量以及燃料注入角度对燃料混合性能的影响.在计算过程中,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD和AUSMPW格式,扩散项则采用了二阶中心差分离散.采用流体力学时间步内的当地积分法克服了非平衡源项的刚性问题,保持了LU-SSOR隐式算法的高效率.研究结果表明,燃料有角度注入及采用多支板构型可提高燃料的混合性能.     

虚拟现实技术在空间交会对接仿真中的应用

本文具体讨论近几年来在国际上迅速发展的虚拟现实技术在空间交会对接仿真中的应用。虚拟交会对接仿真器具有设备简单，投资少，逼真度高，功能全等特点，是一项值得在仿真中推广应用的技术。     

样品温度对原子氧环境下ITO/Kapton/Al涂层性能变化的影响

文章利用原子氧环境地面模拟设备对航天器用材料ITO/Kapton/Al开展了原子氧环境试验研究。研究中选择的原子氧积分通量为9.1×1019 atoms/cm2,试验真空度为10-2 Pa量级,样品温度分别选取为25℃、70℃、100℃、120℃和150℃,研究样品温度对原子氧环境模拟试验可能造成的影响。试验后利用高精度微量电子天平对样品进行了质量损失测试并计算了材料的反应率,利用TEMP 2000A便携热发射率测试仪和LPSR 300便携光谱太阳吸收率测试仪分别对样品的发射率和太阳吸收比进行了测试。通过试验及分析发现:ITO膜对基底材料的保护较好,材料在试验后质量损失较少,原子氧反应率较低;样品温度的变化对ITO/Kapton/Al材料的质量损失影响较小,但对材料的热物理性质影响较大。     

除冰气囊以及简化模型对气动特性影响研究

除冰气囊作为涡桨类飞机常用的除冰系统,评估其对全机气动特性的影响对飞行性能与安全有重要意义。基于某飞机上安装的气囊除冰系统,采用CFD 方法模拟其工作时的全机气动特性,研究气囊简化模型对计算结果的影响。结果表明：随气囊膨胀高度增加,对全机气动特性影响显著,失速迎角提前约10°,最大升力系数损失近60%,最大升阻比降低约2.9;受膨胀气囊外形影响,机翼前缘呈展向流动特征,后缘流动分离区域长度与除冰气囊的安装长度相当;机翼前缘压力分布受膨胀气囊外形的影响出现震荡,从而影响整个翼面的压力分布;随简化气囊膨胀高度增加,失速迎角最大提前约1°,最大升力系数损失约21%,最大升阻比降低约2.2。     

Disturbance observer based model predictive control for accurate atmospheric entry of spacecraft

Facing the complex aerodynamic environment of Mars atmosphere, a composite atmospheric entry trajectory tracking strategy is investigated in this paper. External disturbances, initial states uncertainties and aerodynamic parameters uncertainties are the main problems. The composite strategy is designed to solve these problems and improve the accuracy of Mars atmospheric entry. This strategy includes a model predictive control for optimized trajectory tracking performance, as well as a disturbance observer based feedforward compensation for external disturbances and uncertainties attenuation. 500-run Monte Carlo simulations show that the proposed composite control scheme achieves more precise Mars atmospheric entry (3.8?km parachute deployment point distribution error) than the baseline control scheme (8.4?km) and integral control scheme (5.8?km).     

层板发汗冷却推力室传热分析

对于采用层板发汗冷却的推力室,为了最大限度地减少冷却剂流量,理想情况是,应根据不同轴向位置的受热情况来分配冷却剂流量,以使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度内.本文运用有限体积法,对层板发汗冷却推力室内的燃气流动和壁面内的传热进行了数值模拟,同时通过调节冷却剂吹风比,使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度之内.为综合...     

降落伞的计算机仿真研究

降落伞是一种应用广泛的气动力减速装置,其试验费用在整个开发、研制费用中,占有很大的比例。如何节省这笔费用,运用计算机仿真技术无疑是个最佳办法和途径。文章总结了降落伞仿真的一些情况和降落伞仿真所遇到的关键技术,并提出了在降落伞仿真中所面临的主要问题及解决这些问题的一般方法,可为降落伞研究提供参考。