接触分析在小型折叠弹翼仿真中的应用

探讨了接触应力分析在小型折叠弹翼动力学仿真中的应用,建立了折叠翼与折叠翼盒上下结合面、转轴与转轴孔之间的连接的接触模型,通过非线性接触分析计算接触面上的接触应力,然后就可以获得接触面上的摩擦力,因而较好解决了小型折叠翼的动力学仿真中的摩擦力确定问题,获得了满意的结果,本方法对小型折叠弹翼的机构设计有一定的参考价值。     

一种小型轻质折叠弹翼展开解锁机构的设计及动力学仿真分析

弹翼折叠是提高战机载弹量的一种有效方法,展开解锁机构的设计是折叠弹翼总体结构设计的关键之一。本文利用形状记忆合金(SMA)功重比高的特点,设计了一种新型的基于SMA触发的展开解锁机构,进行了相关力学分析,根据得到的载荷径向分力N及预载扭矩Mmax设计计算了SMA驱动器参数,通过其解锁过程的ADAMS动力学仿真及解锁实验,验证了该设计的可行性。     

折叠弹翼展开动力学仿真及优化

为了得到折叠弹翼展开所需的最佳装药量,采用基于浮动坐标系的多柔体系统动力学方法建立了折叠弹翼展开的刚柔耦合动力学模型,以作动力为设计变量,展开时间及弹翼最大应力为约束条件,以过载最小为目标进行优化设计,应用序列二次规划算法求解,得到了最佳作动力曲线,进而得到需用的装药量。仿真结果显示该设计方法有效降低了弹翼展开冲击,可为折叠弹翼设计提供新的思路。     

形状记忆合金驱动的折叠弹翼的结构设计

对于机载制导武器,翼面相对于导弹直径,在横向尺寸中占有很大的比例,因此采用翼面折叠的方式可以大大减小导弹横向尺寸。在弹翼展开机构中,展开驱动方式设计至关重要,本文提出了一种基于形状记忆合金的折叠弹翼展开机构的驱动方式。     

导弹弹翼展开机构运动精度可靠性

通过分析导弹折叠弹翼展开机构 ,建立了精度分析模型 .对弹翼展开机构的运动精度可靠性进行了全面的探讨 ,得出了结论 ,对飞行器机构的精度可靠性分析具有一定的参考价值     

基于CFD-FASTRAN的导弹折叠弹翼展开过程模拟?

为了研究飞行环境下导弹折叠弹翼的展开过程,文中介绍了如何采用气动分析软件CFD-FASTRAN对其进行模拟,包括问题描述、网格划分、计算参数设置等。根据计算结果分析给出了导弹4片弹翼展开过程中的同步性、展开角速度情况以及弹体姿态和姿态角速度的变化情况等。结果表明,模拟方法可行,模拟结果可为导弹总体设计、弹道设计及弹翼机构设计等提供参考依据。     

两轴折叠翼

最近几年,美国陆军已为飞航式导弹,如FOG-H试验了多种弹翼展开方案。折叠翼的目的是为了缩小导弹的形体,以便采用较小体积的发射容器。待导弹发射后,再将翼展开,达到飞行状态。美国陆军已试验了布翼、向前折叠的翼、向后折叠的翼和可转动翼。     

一种大展弦比重叠式可折叠弹翼组件气动布局应用研究

以一种大展弦比“重叠式”可折叠弹翼组件为研究对象,采用数值模拟与风洞试验相结合的方法,分析了该弹翼组件气动布局在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用,对弹翼组件的外形参数进行了优化设计。通过三自由度弹道仿真计算验证了该弹翼组件气动布局的气动特性及滑翔性能。研究结果表明:这种“重叠式”可折叠弹翼组件气动布局可以大幅度减小折叠弹翼在收拢状态下的外形尺寸; 在同样的弹体结构和尺寸包络限制下,弹翼弦长可达到传统面对称平直弹翼的2倍,有效增大了升力面面积,实现了在外形尺寸限制下的高升阻比气动布局; 该弹翼组件在结构上更为简洁紧凑,解决了传统的对折式弹翼形式在小型化制导弹药上应用所面临的结构效率和气动增益受限的问题。     

一种改进折叠弹翼结构设计与气动分析

对圆筒式装载发射的导弹，尾翼的设计是导弹总体结构设计的关键之一。本文提出了一种新型的折叠尾翼结构形式，对这种结构形式的折叠机构进行了详细的机械设计。进一步对设计的导弹外形进行空气动力学数值模拟仿真，并用有限元素法对导弹安定面进行了强度分析。新型对称弧形弹翼与以前弧形张开式弹翼比较提高了横向稳定性。     

某弹协调臂刚柔耦合动力学仿真

为了评估某火炮自动装填系统中弹协调臂的性能,在分析某弹协调臂的工作原理的基础上,利用ProE建立了弹协调臂的三维模型,并在ANSyS中对模型中的弹协调臂本体部分完成网格划分和刚性区域的建立,生成弹协调臂本体部分的柔性体模态文件,在ADAMS中对柔性体施加转动约束以及液压缸驱动,对弹协调臂进行了刚柔耦合仿真,得到弹协调臂在摆动过程中的动力学特性以及动态的应力分布,给出了不满足强度要求的应力集中区域,为设计验证和后期改进提供了理论依据。     

上面级多星部署的轨道设计研究

以部署4颗中高地球轨道(MEO)卫星为例,对上面级多星部署的轨道设计方法进行研究.首先采用冲量变轨的方法进行上面级多星部署策略研究,并选择了最省能量的多星部署方案;然后通过坐标转换,在轨道坐标系中,用数值计算的方法对选定的上面级多星部署方案进行详细的轨道设计.     

剪刀式桥梁展桥机构铰点位置多目标优化设计

阐述一种新型剪刀式桥梁展桥机构的工作原理。针对方案样机在架设初始状态时展桥机构驱动油缸小腔受力过大、引起间断液压油溢流问题,利用Denavit-Hatenberg齐次变换矩阵建立展桥机构的运动学和静力学模型。根据展桥机构驱动油缸闭锁力与驱动力不同的特点,提出确定剪刀式桥梁展桥机构关键铰点位置的多目标优化计算方法。对剪刀式桥梁方案样机展桥机构的关键铰点位置进行优化设计,利用机械系统动力学分析ADAMS软件进一步验证了优化计算模型。研究结果表明：优化后展桥油缸的最大拉力降幅达59.5%,展桥油缸的受力分布趋于合理;所提出的展桥机构计算模型正确;优化方法具有收敛速度快、稳定性好等特点;展桥机构优化计算结果为方案样机改进提供了依据。     

一种枪用弹簧液压浮动结构参数的优化设计方法

浮动技术作为减小武器后坐力的一条有效技术途径，其应用的关键是浮动机结构参数与自动机运动参数的合理匹配。本文针对大口径步兵自动武器用弹簧液压式浮动机，提出了一种浮动机结构参数的设计方法，并利用VC编制了优化设计的计算机软件。通过应用该软件对某高射机枪和某榴弹机枪浮动机结构参数的优化设计表明，优化后的浮动机可大幅度降低武器的后坐力。理论和实践证明该方法可行，具有一定的工程应用价值。     

弹用伺服PWM驱动系统中反馈电路的优化设计

弹用伺服系统是导弹控制系统的重要组成部分.针对基于功率放大器优化设计的问题,首先较详细地介绍了功率放大器SA03与其反馈电路的使用特点和应用技术,然后选用电压型负反馈电路拓扑结构,利用功率设计软件优化设计了弹用伺服PWM驱动系统的反馈电路,最后结合电路仿真的方式,分析和验证了本优化设计的有效性与可行性.     

基于遗传算法的空中加油区域配置模型

对存在敌威胁时的空中加油任务,提出一种基于遗传算法的区域配置方法.其通过建立空中加油区域优化配置模型,将不同的代价通过转换而统一在适应度函数中.先就战场环境参数得出加油可行区域,然后将可行区域拓展为搜索区域,再针对搜索区域设计编码和代价函数,并把配置方案的不同代价统一到适应度函数中,最后运用遗传算法进行全局搜索,以求得最优化配置.     

基于神经网络和遗传算法的末敏弹系统效能参数优化设计

末敏弹是一种先进的新型弹药,由于其结构复杂,影响因素多,所以对其进行全面的系统优化设计十分困难.为此,本文利用神经网络的高度非线性映射能力和遗传算法的全局寻优能力,在了解了末敏弹工作原理的基础上,首先确定了一个优化设计方案,并根据该方案建立了一个末敏弹系统效能神经网络仿真模型,在此基础上,应用混合遗传算法对该仿真模型进行了优化设计,获得了影响系统效能的几个主要因素的最优搭配.经过对优化结果的分析,发现其与实际情况较为吻合,为末敏弹系统的效能研究提供了依据.     

对火箭助飞鱼雷一体化设计的思考

火箭助飞鱼雷是鱼雷技术和火箭技术的有机结合，传统的设计是将鱼雷作为助推火箭的弹头。火箭和鱼雷各自具有独立的动力、控制和测试记录系统。本文提出了一种新的设计思想，即火箭助飞鱼雷的一体化设计。助飞火箭和鱼雷共用控制系统(操舵机构除外)和测试记录系统。按照空中飞行体和水下航行体各自的控制数学模型和测试记录要求，配制相应软件，达到优化设计的目的。     

基于时间次优补偿的齿隙非线性系统的切换控制

以伺服系统为研究对象,提出了ー种针对齿隙非线性的切换控制方法。在正常情况下采取线性控制,而在齿隙期间则采用基于时变滑模平面的时间次优控制;给出了ー种监督控制机制,使系统能够选择合适时机由线性控制切换至时间次优滑模控制,保证整个系统为有界输入有界输出（BIBO)稳定。理论分析和仿真研究表明.:该方案能够有效地消除由齿隙引起的冲击干扰,同时提高了控制器的鲁棒性。     

内能源转管武器曲柄连杆机构优化设计

曲柄连杆机构是内能源转管武器的重要驱动机构。为了提高内能源转管自动机运动的平稳性,运用动力学分析理论,以曲柄连杆机构参数为优化变量建立了优化设计数学模型。经过优化计算求得的曲柄连杆机构参数,可以使内能源转管武器较快达到稳定射速且射速波动和后坐阻力也有较大改善。该方法对研究曲柄连杆机构的结构参数设计具有较普遍的适用性。