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相似文献
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1.
载荷识别技术在火箭推力偏心测试中的应用   总被引:4,自引:1,他引:3  
目的 研究将载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,用载荷识别方法提高推力偏心测试精度。方法 推导火箭发动机推力载荷识别的基本关系式,对推力偏心测试装置进行动态特性测试,获取其动态传递函数矩阵,用推力偏心测试得到的响应数据反求火箭发动机推力载荷。结果 获得了某火箭发动机的推力偏心角数据。结论 载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,方法简便,数据处理可靠。  相似文献   

2.
海上浮式风机是目前最具开发潜力的新型风电技术,能为蕴藏丰富的深海风能开发提供有效的解决方案.由于浮式基础的大幅度运动、缆索的非线性大变形、叶片和塔架的大柔性及叶片承受的巨大运行风载荷,使得风浪流载荷作用下海上浮式风机系统耦合动力学分析面临着巨大的挑战.考虑到海上浮式风机特有的运动和体型特征,论述了海上浮式风机水动力学、气动力学、锚泊系统动力学和刚柔耦合动力学分析等方面的研究进展,阐明了现有载荷计算和动力学分析方法存在的局限性和可能的解决方法,指出未来应从全局系统出发研究水动力学、气动力学和结构动力学耦合问题,从而发展并形成海上浮式风机的专业分析方法与工具.  相似文献   

3.
为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。  相似文献   

4.
为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。  相似文献   

5.
为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁模型的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。  相似文献   

6.
为了获得固体火箭发动机的高空后效推力,提出了基于气相环境双区体烧蚀模型。考虑粒子侵蚀热效应,将发动机熄火后燃烧室的瞬时压强和温度与绝热层烧蚀放气量进行耦合迭代的后效推力预示方法。根据某固体火箭发动机燃烧室绝热层的结构布局和工作参数,计算得到绝热层的碳化烧蚀率、烧蚀质量损失速率、温度场分布、炭化层孔隙结构和发动机高空后效推力,后效推力曲线与发动机遥测数据包线上限吻合,验证了预示方法的可行性。  相似文献   

7.
为了获得固体火箭发动机的高空后效推力,提出了基于气相环境双区体烧蚀模型。考虑粒子侵蚀热效应,将发动机熄火后燃烧室的瞬时压强和温度与绝热层烧蚀放气量进行耦合迭代的后效推力预示方法。根据某固体火箭发动机燃烧室绝热层的结构布局和工作参数,计算得到绝热层的碳化烧蚀率、烧蚀质量损失速率、温度场分布、炭化层孔隙结构和发动机高空后效推力,后效推力曲线与发动机遥测数据包线上限吻合,验证了预示方法的可行性。  相似文献   

8.
航空发动机日益向高负荷、高效率和高可靠性的趋势发展,使得多物理场耦合问题越来越受到重视.以某型航空发动机压气机的叶盘系统为研究对象,采用循环对称分析法,建立了其单扇区三维流场和结构模型.考虑前一级静叶尾迹的影响,模拟了压气机内部的三维流场.基于Kriging模型实现了流场气动、温度载荷向结构场的传递,并讨论了气动、温度、离心力的耦合作用对压气机叶盘系统的疲劳寿命的影响.结果表明:利用Kriging模型进行多场耦合界面载荷数据的传递可以满足多场耦合动力学的计算要求.在低压压气机中,离心力载荷对叶盘系统的变形、应力起到主要作用,气动压强、温度载荷引起的弯曲应力可以抵消一部分离心力载荷引起的弯曲应力,但温度载荷会使得叶盘系统的最大变形增加.  相似文献   

9.
车载火箭发射系统柔性效应的仿真与分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
以车载,多管,大长径比火箭为研究对象,建立火箭-发射装置刚柔耦合系统的动力学模型,进行有效的数值仿真,分析和评价了结构柔性等因素对火箭发射姿态和系统动力学特性的影响,获是了一些重要的结构,为精确地计算起始扰动,设计和研制新型远程火箭武器系统提供了理论依据。  相似文献   

10.
固体火箭发动机高速旋转试验台设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
结合现有试验台的改造和重新设计,从方案设计、动力源选择、轴系部件设计、传感器选用与安装等角度,分析了在高速旋转试验台设计中应考虑的主要问题.提出了新的改进设计方案,实践检验是完全可行的,该设计方案实现了高速旋转条件下固体火箭发动机推力、压力的同时测量,解决了密封问题,试验过程中的振动和噪声减小,并且试验台的运行和维护性能也得到提高.  相似文献   

11.
基于面向对象的多物理领域联合仿真平台SimulationX,建立了发动机工作过程和曲柄连杆机构的统一物理模型,该模型实现了发动机一维燃烧和运动机构三维动力学联合仿真.通过对某型号发动机曲柄连杆机构的多刚体系统动力学仿真分析,得到了相关载荷参数,为后续发动机的热力学和结构动力学分析提供了边界条件,也为发动机数字化的虚拟设计和仿真分析提供了依据.  相似文献   

12.
首次建立了考虑电磁力与气动力耦合特性的火箭喷气强噪声模拟装置动态特性仿真分析模型.仿真结果表明,音环质量减轻、弹性元件力顺减小、磁场强度增大、音环振动频率快则系统响应特性好.环形喷口缝隙高度和激励信号电流增大,则音环振动位移增大,声辐射器喉部处声压提高.仿真结果为大推力火箭发动机噪声模拟装置的改进设计提供了理论研究数据.  相似文献   

13.
张伟  由于  黄太誉  燕群  徐健 《科学技术与工程》2022,22(10):4222-4228
为了获取航空发动机涡轮转子叶片的疲劳寿命,通过电磁感应加热、高低周复合载荷协调加载控制方法实现正交载荷解耦联合加载,研究了转子叶片在高温环境、低周离心载荷和高周振动载荷耦合响应,并基于涡轮叶片模拟试验件,对上述技术进行了验证.结果表明,该试验技术具备可行性和正确性.可见该技术可以实现航空发动机结构部件的多场耦合复杂载荷...  相似文献   

14.
为应对振动环境下管路结构高可靠性寿命评估问题,建立材料、载荷等底层因素随机性模型,并考虑随机性传递、综合作用,获得管路结构振动疲劳寿命可靠性分析模型。以典型材料试验结果及单自由度时域系统,证明了随机性模型的适用性及寿命模型的高效性。以液体火箭发动机典型管路结构为分析对象,评估其高可靠性寿命。分析结果表明:在试车振动载荷作用下,管路结构振动疲劳寿命符合对数正态分布,且寿命存在较大的分散性;所考虑的随机因素中,材料疲劳性能对寿命分散性的影响较大;对管路结构,在确定性寿命的基础上,应考虑至少不小于5倍的寿命缩减系数,以覆盖载荷及材料的随机性影响而获得其高可靠度振动疲劳寿命。该研究为液体火箭发动机可重复使用技术发展提供重要技术支撑。  相似文献   

15.
针对高速火箭橇试验用无碴、无缝、平直的高精度轨道系统,利用轨道动力学理论,推导建立了该系统在竖向、横向与扭转的耦合动力学方程组.解决了高精度火箭橇轨道系统动态特性计算问题,为火箭橇轨道设计提供了理论基础.  相似文献   

16.
提出一种大范围变推力液体火箭发动机的数字控制方案。首先设计了基于高低压转换方法的电磁阀加速驱动电路,并将μCOS-Ⅱ嵌入式操作系统移植到80C196KC单片机上;其次通过调参加死区补偿的控制方法,实现了发动机推力的大范围调节。半物理仿真结果表明,所设计系统的调节时间小于60ms,稳态误差不大于5%,能够满足系统的控制要求。  相似文献   

17.
以某防空导弹大长径比双推力固体火箭发动机装药为研究对象,为全面分析导弹旋转发射出筒过程中承受的各类载荷,采用基于三维黏弹性有限元法,对发动机点火出筒过程应力-应变场进行了数值计算. 结果表明,内压载荷、轴向过载及角加速度过载是影响装药结构安全的主要载荷因素,装药的凸台后端面是危险部位,悬臂段的轴向过度伸长可能造成通道阻塞现象,可引发内压剧升甚至壳体破坏的危险. 提出改进装药工装,防止微裂纹的出现;设置有效的装药悬臂段固定支撑机构;优化发动机燃气通道燃通比等方法优化发动机结构.   相似文献   

18.
本文介绍了7181端面燃烧固体火箭发动机的性能及结构特点,对端面燃烧方案的选择,发动机的热防护、喷管喉部沉积问题、燃烧面的变化规律及药柱包复、点火问题等主要技术问题及解决的措施进行了分析讨论,有关分析的结果及所采取的技术措施,对端面燃烧药柱及其它药型的固体火箭发动机设计有一定参考价值。  相似文献   

19.
基于有限元分析的基本原理,建立了热-机耦合问题分析的有限元基本方程,并对固体火箭发动机药柱在固化冷却过程进行了数值仿真.算例表明,热-机耦合分析方法能较好地仿真固体火箭发动机药柱的温度场和应力应变场,对药柱的结构完整性分析提供了一种分析方法.  相似文献   

20.
高宽比和粗糙度对再生冷却通道流动的影响   总被引:8,自引:0,他引:8  
在三维贴体坐标系中求解椭圆型N-S方程,采用完全压力校正方法解决在同位网格上遇到的压力波动问题,对液体火箭发动机S形再生冷却通道内的三维紊流进行数值模拟,在壁面函数中引入无量纲壁面粗糙度以考虑粗糙壁面的影响,研究了高宽比和壁面粗糙度对压力损失、二次流动和紊流强度的影响。结果对液体火箭发动机大高宽比再生冷却通道的设计和制造具有参考价值。  相似文献   

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