复合材料火箭定向器有限元法数值仿真

以某复合材料火箭定向器为对象,分别建立了3mm,3.5mm,4mm三种壁厚的定向器和火箭的有限元模型进行分析,计算了火箭在定向器内运行的全过程,得到了复合材料定向器的一些有价值的计算数据曲线。数值计算结果与实际数据对比显示,最大偏差不到14%,证明仿真结果是可信的,综合比较,4mm壁厚的定向器是最佳选择。研究表明,用复合材料制成的火箭定向器完全能够满足工程需要。     

冻融土壤水热迁移数值模型的建立及仿真分析

根据土壤中能量和质量守衡、地表能量平衡及空气动力学理论建立了冻融条件下土壤水、热耦合迁移模型、反映负温下土壤温度与液态水含量关系的联系方程和地－气间水热交换模型,采用隐式有限差分线性化迭代方法求解模型。在此基础上,对冻结条件下太原盆地中部汾河中洪积平原区土壤冻结规律及不同灌水定额下的水热动态进行了仿真分析,表明冬灌具有储水保墒作用。     

纳型卫星热控系统设计与仿真

现代微小卫星是当前航天技术发展的重要方向之一,热控分系统的功能是为星上仪器设备提供合适的温度环境。针对一颗纳型卫星,介绍其功能和构成。以获得最佳热耦合机制为目标,对纳型卫星本体及各分系统进行了全被动热控系统设计。通过I-DEASTMG软件,建立卫星热分析模型,对卫星的在轨稳态和瞬态温度状态上进行了仿真分析。仿真结果满足卫星总体要求,表明所提出的热设计思想和所采取的热设计措施可行。     

新型机载一体化电液作动器的系统设计与仿真

设计了一种用于功率电传的新型一体化电动静液压作动器(EHA),分析该EHA的原理和设计特点,进行系统建模,采用MATLAB/Simulink对其进行仿真。分析了结构参数对系统性能的影响,并应用控制算法提高了系统的性能。仿真结果表明所设计的EHA及其控制方法具有良好的动态性能,达到预定的性能指标。     

纳卫星轨道热环境仿真分析

轨道热环境分析对于纳卫星热控系统的设计与仿真研究具有重要意义。针对进行纳卫星轨道热环境分析的关键问题,通过详细的数学分析,建立起计算简单、便于应用的纳卫星本体质心坐标系内的太阳向量、地球向量的仿真计算模型,以及外热流分析所必需的其它时变空间几何参数的计算方法,满足了纳卫星热控系统的在轨仿真计算中快速、简便的进行太阳辐照、地球辐照、地球反照等外热流计算的客观需要,进而应用上述模型和方法对一椭圆轨道近地空间探测纳米卫星的轨道热环境进行了仿真计算,并对其结果进行了详细的分析与讨论。     

卫星星敏感器视场建模与仿真研究

卫星在运行过程中,星敏感器视场若受到太阳光、月球反射光等杂散光影响,将会大大降低星敏感器指向精度。通过调用卫星工具包STK(SatelliteToolKit)高精度轨道预报模块与高级分析模块,利用STK\Matlab无缝接口与Matlab进行数据交互,建立了星敏感器视场分析模型,并完成了杂散光进入星敏感器视场可视化仿真。研究方法和仿真结果对于星敏感器的工程设计、提高星敏感器精度及准确性具有一定的借鉴意义。     

制动器热分析的快速有限元仿真模型研究

基于制动过程中能量耗散的研究，建立循环制动过程中温度场分析的快速有限元仿真模型。对完全循环对称式的盘式制动器、鼓式制动器采用二维有限元仿真模型；对于空心盘式制动器考虑散热筋板结构建立三维循环对称有限元模型。考虑耗散热量分配系数、制动盘导热系数、对流换热系数、辐射换热鼷鼠等随温度的瞬态变化，获得瞬态温度场仿真结果。应用试验验证仿真结果，确认快速仿真模型的正确性与实用性，从而为制动器的抗热衰退、热疲劳设计提供了系统的解决方案。     

星载天线在轨热变形多因素影响仿真分析

热分析技术是星载天线设计工作中的关键技术,以一个抛物面天线为例,通过研究其在宇宙空间中的热平衡关系,依据热弹性理论运用热分析软件并结合正交试验法进行仿真计算,分析了影响星载天线温度场和型面均方根误差的主要因素,分析结果对节约大量的试验费用和提高可靠性具有重要的指导意义。     

柴油机受热零部件-冷却系统的流/热耦合仿真分析

建立了某D6114柴油机固件(机体、缸盖和缸套)和冷却系统的耦合模型,应用直接流/热耦合的方法对耦合莫型进行流动和传热的仿真分析,冷却水和冷却壁面间的热量交换由耦合计算自动完成,预测了该机冷却水套的流速分布和耦合体的温度场。数值模拟结果表明:机体水套的流场基本满足要求,而缸盖水腔各缸的流速分布存在明显差异,其中第一缸的局部区域流体速度最低(局部小于0.5m/s);受热部件的温度变化较大,差异明显,无论是缸盖、机体还是缸套,最大温度均出现在第一缸。     

大型装备光电定向半实物仿真系统

大型装备光电定向系统是一个光机电一体化的复杂系统,为达到良好的模拟效果,采用半实物仿真。本文主要介绍系统实现的方案、步进电机高精度细分控制系统的研制、仿真系统性能自动检测的实现以及多媒体技术在训练教学中的应用。     

基于刚柔耦合的火箭发射箱振动特性仿真研究

火箭武器弹-架系统的振动引起火箭弹的初始扰动,振动结果集中反映到定向器管口上,而发射箱的柔性变形对振动结果的影响不可忽略。通过建立某火箭武器发射箱基于弹管碰撞作用的刚体振动模型,并考虑发射架和定向器的柔性变形因素,用动力有限元法建立发射箱的柔性多体模型,经仿真计算和模型验证,对刚体振动结果和柔性变形结果耦合叠加,得到了发射箱的综合振动特性结果,掌握了影响发射箱振动的因素和规律,进行了火箭弹初始扰动的计算。研究方法和计算结果为某火箭武器初始扰动分析、弹道修正及提高射击精度提供了参考,也为同类火箭武器动力学分析提供借鉴。     

航天发射可视化仿真分析技术与应用研究

航天发射领域开展了大量的数字化设计验证、数字化合练与模拟训练、箭地联合仿真评估等数字化实验工作,都涉及航天发射信息可视化的问题。利用虚拟现实技术、系统仿真技术、数据可视化技术等,按照多线程、多模块架构设计思想,以及消息队列系统交互模式,构建了集数据管理、场景管理、计算管理和脚本管理功能于一体的航天发射可视化仿真分析技术平台,并开展了多星危险性、特种操作测发工艺、整流罩开孔和测试发射流程状态可视化仿真分析应用案例研究。     

运载器起飞段姿态控制性能仿真

姿态控制系统是运载器重要的子系统之一.建立了运载器起飞段侧喷流直接力姿态控制模型.运载器起飞段姿态受到诸多因素干扰,如:侧喷流干扰、姿控发动机启动延时、风干扰、结构干扰以及初始状态干扰等.衡量姿态控制系统性能的指标主要有:姿态控制精度及稳定度、侧喷流发动机燃料消耗及开机次数等.在Matlab/Simulink仿真环境下建立并综合了各种模型,根据实验数据进行了数值仿真.结果表明:在起飞段马赫数较小的情况下,侧喷流发动机能够满足运载器姿态控制的需求.     

舰炮刚柔耦合发射动力学仿真

以多柔体动力学理论为基础,采用RecurDyn/F-FIex柔性模块,引入柔性身管,建立某舰炮刚柔耦合模型.对该舰炮进行了刚柔耦合多体发射动力学仿真.得到炮口振动情况和一系列的动力特性曲线.通过与多刚体模型仿真结果相比较,说明该方法科学合理,仿真结果准确.     

管道低频涡流探伤的仿真分析及试验研究

首先介绍了涡流检测基本原理以及电磁场问题的三维有限元算法,在此基础上,讲解了三维涡流场有限元仿真的具体方法和步骤,并对分析过程中的一些关键环节作了详细的说明;接着针对一些典型的缺陷,尤其是缺陷深度渐变的坑状缺陷,进行了细致的分析和比较,得出了相位差随缺陷变化的大致规律;最后结合具体试验检测结果,相互对比,说明了仿真的正确性,并进一步为缺陷特征的提取提供了理论依据。     

机载机关炮发射动力学建模与仿真

应用多体系统传递矩阵法,建立了刚弹耦合的机载机关炮(简称航炮)发射动力学模型;推导了航炮系统的特征方程;建立了航炮的发射动力学方程;编制了航炮的发射动力学仿真程序,进行了航炮的发射动力学仿真,得到了一系列有用的仿真结果.对航炮的动态设计及系统改进具有一定的指导意义.