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881.
大型整流罩仿真分析与试验预示是国内新一代运载火箭研制过程中的关键技术。采用高精度非线性显式动力学分析方法,对某大型弹性整流罩有无导向孔的2种设计方案分别进行显式动力学分析,比较了2种方案的分离特性及罩内可用包络空间,分析了弹簧顶杆与导向孔等的接触作用对整流罩分离的影响,并结合原型整流罩地面分离试验对仿真结果进行了对比验证。计算结果表明,含导向孔的整流罩分离速度更快,呼吸变形更小,弹簧顶杆与整流罩的接触作用能有效地限制整流罩的呼吸变形。试验结果验证了数值分析结果,这对新一代运载火箭的研制具有一定参考价值。 相似文献
882.
883.
884.
以某型飞行器为例,运用气动参数建模分析的手段,建立典型空气动力学模型。将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对观测量和物理几何参数误差影响辨识精度进行了分析,选用某型飞行器现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,将辨识得到的气动参数进行了仿真验证。利用辨识得到的气动参数仿真计算的弹道与试验结果吻合度较高,说明气动参数辨识可行。 相似文献
885.
针对柔性航天器的姿轨机动及跟踪控制问题,首先基于模块化的多体动力学建模方法在SE(3)框架下建立柔性航天器的姿-轨-结构一体化动力学模型,其中航天器的位置、姿态使用李群SE(3)上的指数坐标来描述,然后进一步推导其相对动力学模型。在此基础上提出一种基于预定义性能及时间的积分滑模跟踪控制方法,通过引入预定义时间扰动观测器估计柔性附件弹性振动及空间环境的扰动,并在控制律中加入扰动估计结果的前馈补偿项,通过Lyapunov理论证明了系统的闭环稳定性和跟踪误差收敛性。该算法通过对状态误差的实时监测来调整执行器的输出,使控制器在系统存在柔性振动及空间环境干扰的情况下仍可实现高精度的姿轨跟踪。将其应用至柔性航天器姿轨跟踪系统中,仿真结果表明了该控制方案的有效性和实用性。 相似文献
886.
利用Kane法多体动力学基本理论,建立适用于空间框架型多模块柔性太阳电池阵的展开机构多体系统动力学模型,进行了框架型电池阵展开机构的展开方式和展开过程的仿真分析,并与ADAMS软件计算结果进行了对比,获得了机构组成部件在展开过程中的几何位置、速度、加速度等动力学特性,分析了框架展开机构各个铰接点受力的作用规律。结果表明:Kane法模型计算得到的单模块框架展开机构根铰转动规律与ADAMS分析结果基本相同,说明了Kane法建模的有效性和正确性;对于4模块框架展开机构,距离框架根部固定点越远的铰接点,其线速度和线加速度曲线在框架展开末期变化幅值越大;中间铰接点在展开初始状态所受的垂直于展开平面的作用力最大,在展开过程中逐渐减小;合理控制框架展开机构各运动部件的驱动力矩是保证框架按照确定规律展开的必要条件。研究结果可为空间框架型柔性太阳电池阵展开机构设计提供参考。 相似文献
887.
888.
889.
利用热重-微分热重分析技术研究了自制的双酚芴乙二胺苯并噁嗪树脂在氮气气氛中的热分解动力学,通过Kissinger法和Ozawa法对该树脂进行动力学分析,求出相关动力学参数。利用模型拟合法推测双酚芴乙二胺苯并噁嗪树脂的热分解机理,并用非模型拟合法进行验证。结果表明,双酚芴乙二胺苯并噁嗪树脂的热分解平均活化能及指前因子分别为E=260.55 k J/mol;lg A=16.98 s-1。双酚芴乙二胺树脂热分解过程符合随机成核和随后生长机理,其分解反应微分函数为f(α)=n(1-α)×[-ln(1-α)]1-1n;积分函数为g(α)=[-ln(1-α)]1n,其中n=1/5,对应的热分解反应方程为dαd T=9.55×1016()βexp-260.55×103RT×15(1-α)×[-ln(1-α)]-4。 相似文献
890.
选用燃油JetA为航空燃料,建立了简化火焰锋面模型、燃烧化学平衡模型、燃烧动力学模型、燃油雾化模型、燃油蒸发模型及污染排放生成模型.采用基于燃烧室多反应器模型对发动机在不同工作状态下的排放产物NOx、未燃碳氢化合物(unburned hydrocarbons,UHC)和CO进行了计算.结果表明:燃烧室内火焰温度越高,NOx排放量越大.在发动机工作在低转速工况下时,燃油液滴的雾化直径大,造成CO与UHC排放量增加.基于燃烧室多反应器模型计算通用性强、速度快,适合与发动机性能程序相结合,在发动机设计阶段对发动机不同工作状态下的排放产物含量进行预测计算. 相似文献