降落伞拉直过程的动力学仿真与试验

伞降回收是无人机回收的常用方式,降落伞的拉直过程作为伞降回收过程的第一步,具有至关重要的作用.降落伞拉直是通过火箭发动机燃烧产生的持续拉力牵引连接带,从而带动降落伞和伞绳,将降落伞从伞舱内拉出.基于非线性有限元理论,通过ABAQUS有限元仿真软件,实现降落伞拉直过程的动力学模型的建立,研究火箭在-50、20、55℃状态下对拉直过程的影响.结果表明:随着温度的升高,拉直时间变短,伞衣和伞绳的拉直长度变化不大,连接带和伞绳受到的最大拉力变大.并将仿真结果与55℃状态下的试验进行验证对比,试验结果与仿真结果比较吻合,可见该动力学模型适用于降落伞的拉直过程仿真研究.     

一种基于任意拉格朗日-欧拉方法的降落伞充气展开数值模型

降落伞充气展开过程是一个典型时变非线性流构耦合问题,大多研究所建立的数值计算模型未考虑织物透气性和初始投放速度的影响.为修正模型,基于任意拉格朗日-欧拉(arbitrary Lagrange-Euler,ALE)方法和动网格技术,考虑织物透气性并预设初始投放速度,建立了降落伞充气展开的有限元模型.计算了充气过程中,有限质量情况下C-9伞的开伞力,并与实验数据对比,验证了该模型的正确性与合理性.随后分析了其开伞过程中伞衣应力分布特征与气动减速特性,为降落伞数值建模和结构设计提供一定参考.     

基于有限元网格重构的降落伞工作过程数值研究

以经典的C9圆伞为研究对象,用有限元模型描述该伞结构,定义其周围有限空间作为流场计算域,将全局坐标下载荷位移定义为流场域位移,实现有限流场域的运动。采用运动空间域代替固定的欧式空间域,并与降落伞结构实现了流固耦合计算。得到了丰富的流场、结构场信息及伞载系统的动力学响应曲线。将计算结果与试验数据进行比对发现二者基本一致,验证了此计算方法的可行性,为降落伞的设计提供参考依据。     

载人飞船主伞包出舱动力学

中国新一代载人飞船试验船的气动减速系统由2具减速伞和3具主伞组成，减速伞在实现第1阶段减速后分离并将主伞包从飞船中拉出。主伞包出舱作为降落伞系统的一个重要工作环节，一直是回收着陆系统的关键技术和设计难点之一，由于这一瞬时高动态过程涉及吊带、伞包和舱盖等多体接触和受力耦合作用，因此采用基于简化动力学模型的理论计算方法难以准确描述该过程。该文提出了一种基于有限元模型的气动-动力学耦合分析方法，建立了主伞包出舱动力学模型，运用气动力载荷动态匹配控制方法实现了降落伞由气动载荷向动力学模型的精确传递，通过对初始速度、防热层拉力和舱盖质量等影响主伞包出舱的因素进行全面分析对比，获得了主伞包出舱过程的载荷、速度和过载等动力学特性，直观且逼真地描述了主伞包出舱的动态过程。该方法有效指导了新一代载人飞船试验船回收系统方案的设计，为后续的正式飞行任务提供了理论支持。     

关于牵顶伞在降落伞拉直过程中作用的分析与探究

该文首先阐述了降落伞拉直过程的研究发展,其次采用有限元方法建立数学模型,从拉直过程、已拉出质点动力学方程、正在拉出质点的张力3方面,探讨了牵引伞在降落伞拉直过程中的作用,最后对模型的仿真结果进行分析,希望为相关人员提供有效参考。     

材料弹性对降落伞充气展开力学性能影响

降落伞充气展开过程涉及柔性结构非线性变形与流场的高度耦合。为研究不同弹性的纬向加强带对降落伞充气展开过程中力学特性的影响，该文基于流固耦合(fluid-solid interaction, FSI)方法对3种弹性纬向加强带构型的带条伞进行充气展开过程模拟，获得了充气展开过程中气动力、纬向加强带张力和伞衣应力分布等关键参数，分析了织物材料弹性对降落伞开伞动载以及局部受力情况的影响，并通过风洞试验对带条伞充气展开过程的气动力变化进行测试，验证了利用FSI方法预测降落伞动态力学及局部受力特性的可行性。仿真和试验结果表明：纬向加强带弹性模量对降落伞充气展开过程中整体气动力影响甚微，对于伞衣和纬向加强带本身的应力分布影响显著；采用与伞衣相同材料的锦丝纬向加强带能显著降低局部应力水平，相较于高弹性模量的芳Ⅲ纬向加强带，纬向加强带和伞衣的最大应力分别降低83.3%和22.8%。     

攻角效应对降落伞拉直过程影响的仿真模拟

降落伞的弹射拉直过程是降落伞工作的第一个关键动作，能为后续降落伞顺利充气创造条件。降落伞的弹射拉直过程一般处于飞行器尾流区域，尾流特性对该过程具有重要影响。开伞时飞行器的高度、 Mach数、攻角等均会对飞行器尾流造成影响，其中开伞时飞行器攻角是降落伞设计中的一个重要考虑因素。该文采用三维非定常Reynolds平均N-S(unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes,URANS)方程耦合六自由度(six degrees of freedom,6DoF)运动方程的方法，针对攻角效应对降落伞弹射拉直过程影响进行了研究。结果表明：攻角效应会显著改变飞行器尾流特性，与0°攻角相比，非0°攻角返回舱尾流呈现非对称流动特征，进而导致尾流方向与弹射初始速度方向不一致；非对称尾流会对分离体轨迹和姿态产生较大影响；攻角效应会导致分离体与尾流相对位置改变，从而影响拉直过程时间，即随着开伞攻角增加，弹射拉直时间减少。该方法和结论对于降落伞系统设计具有重要的参考价值。     

载人飞船座椅着陆缓冲系统的动力学模型

在载人飞船着陆冲击中,座椅缓冲系统对宇航员防护具有重要意义.基于飞船返回舱整舱跌落试验舱体加速度曲线特征和宇航员座椅缓冲系统响应的试验数据,建立了包含缓冲器、座椅、赋形垫和人体的人-椅系统垂直着陆冲击动力学模型.将模型计算结果和试验数据进行比较的结果表明:计算得到的人体动力学响应的主要物理阶段和幅值均与试验结果符合良好.该模型建立了底部冲击加速度波形和人椅系统响应的直接关联,物理意义明确,便于工程应用.     

飞机起飞着陆性能仿真与分析

为真实反映飞机起飞着陆的滑跑过程，记录了某型飞机的速度、加速度传感器现场数据，建立了飞机起飞着陆滑跑过程的微分方程并进行了解算；基于飞机滑跑过程的微分方程采用Simulink对飞机起降性能进行建模和仿真，记录数据、理论结果和仿真结果三者对比验证了所建立的仿真模型是有效的。基于该模型对该飞机滑跑过程进行仿真分析，结果表明起飞和不放阻力伞着陆过程可近似为匀加速直线运动过程，放阻力伞着陆过程则比较复杂。最后，研究3个主要参数对滑跑距离的影响，结果表明滑跑距离与机场海拔和风速呈近似线性关系，与迎角呈非线性关系且在迎角为8°时存在极小值点。     

空投空降救生系统仿真的研究

该文研究了降落伞系统的建模、验模与仿真技术,分析了降落伞仿真系统的数据流和降落伞救生系统的关键问题,设计并初步实现了降落伞建模、验模与仿真系统框架软件.对人用伞和典型的专用伞也进行了仿真实验.并对实验结果进行了分析和讨论.     

用ALE有限元法建立二维数值波浪水池

从ALE描述下的Navier-Stokes方程和连续方程出发,对数值波浪水池进行分析、通过对各种边界条件的处理建立了合适的二维数值波浪水池。通过对二阶Stokes波的探讨,阐明了此数值波浪水池是有效合理的。     

中国载人航天空间环境监测系统的发展

 空间环境是航天器的运行环境,直接关系到航天员和航天器的安全。监测、研究和预报空间环境,是保障航天员、航天器安全的一项重要手段。国内外载人航天工程逐步开展了辐射剂量、带电粒子、轨道大气、等离子体、空间碎片等空间环境参数探测。结合中国载人航天工程发展历程和阶段,着重介绍了中国神舟飞船、目标飞行器的空间环境探测研究情况,提出了后续空间站空间环境探测研究的建议。     

载人飞船遭遇M/OD失效风险评估及其防护设计

 采用自主开发的M/OD风险评估软件系统,对某载人飞船遭遇M/OD的失效风险进行评估分析,给出了不同舱壁厚度下载人飞船遭遇M/OD的失效风险分析结果及其表面失效数分布。载人飞船舱壁厚度为0.6cm时,遭遇M/OD碰撞的非失效概率为96.447%,而当舱壁厚度减小为0.3cm时,非失效概率仅为9.460%。由于空间碎片具有方向性,使得载人飞船遭遇空间碎片时,其两侧失效风险最大,微流星体的任意分布性使其失效数呈带状分布。本文还对载人飞船进行了防护结构设计,给出了不同防护下载人飞船失效风险分析结果。采用与0.6cm厚舱壁面密度相同的Whipple和SW防护结构进行防护时,载人飞船非失效概率分别为99.704%和99.924%。若采用波纹角为30°和60°的CSW防护结构,则其非失效概率可分别提高到99.939%和99.995%,显著降低了载人飞船失效风险。     

某型扫雷辊在爆炸环境下的仿真与试验研究

地雷在战争中应用极为广泛,已经成为阻碍部队行进的主要障碍,为了保证部队在战争中保持较高的机动性,扫雷装备的研发具有重要的现实意义。以某型扫雷辊为研究对象,首先根据其三维模型建立了有限元模型,利用任意拉格朗日-欧拉(arbitrary Lagrange-Euler, ALE)算法进行了数值仿真分析,研究了扫雷辊在8 kg三硝基甲苯(tri-nitro-toluene, TNT)爆炸环境下的损伤情况,随后对扫雷辊进行了8 kg TNT的实爆测试,将仿真结果与试验结果对比分析。结果表明:在仿真与试验中,扫雷辊结构的损伤形态基本保持一致,有限元模型的准确性高,可用于扫雷辊结构的进一步研究。     

载人航天器并联热网络系统的优化分析

为减小载人航天器热控、环控生保系统中并联热网络系统的质量 ,在一定的简化和假设的基础上 ,建立热网络流动与换热的物理和数学模型。以系统总换热面积最小为优化目标函数 ,用极值有理法求解 ,得到最佳冷媒流量分配率随各热组件效能的变化关系。热组件效能大 ,其冷媒流量分配率就大 ,效能小 ,则其流量分配率就小 ,且热组件的效能总小于其流量分配率。研究结果为航天器工程中并联热网络的轻量化设计提供了一些理论依据     

The Primal Exploration of Space launch and Manned Lunar-landing

The lunar-landing is the continuity of manned spaceflight engineering. Comparing with the manned spacecraft engineering, it requires more reliability , larger scale, and more funds. On the basis of China＇ s achievements and the experiences of foreign com~tries, the paper brings forward the idea that using the existing transportation technology to send the launch vehicles and cosmonauts to the near-earth orbit in batches, assembling the components together on the space-launch platform, and then launching them to the moon to fulfill our dream of manned landing on the moon. The paper also discusses the space launch platform and the launching ways.