大型柔性整流罩分离特点仿真分析

建立整流罩刚体及弹性体有限元模型,联合大型商用软件MSC.Nastran及LS-DYNA对新一代大型运载火箭整流罩分离过程进行仿真分析。通过与刚体模型对比,分析分离过程中整流罩自由模态、变形特点、运动轨迹、能量变化及呼吸运动对分离角速度、罩内可用包络空间的影响。结果表明,整流罩呼吸运动对罩内可用包络空间影响最大区域为后柱段下端,对整流罩质心运动轨迹影响较小,能明显减小过顶角速度及脱钩角速度,使过顶、脱钩时间有所延迟,致分离弹簧势能损失约36%。结论可为整流罩分离系统优化设计、提高整流罩分离可靠性等提供重要参考。     

计及应力刚化效应的空间大运动曲梁动力学建模与分析

从连续介质力学非线性位移-应变关系出发,导出计入应力刚化效应的空间柔性梁变形能表达式。利用浮动框架有限元方法和哈密顿变分原理推导了满足小变形假设的空间曲梁的一般运动动力学方程,并利用模态缩减法对动力学方程进行了维数降阶。所推导的动力学方程可用于高速旋转一般运动空间柔性曲梁动力学问题的求解。通过数值仿真讨论了应力刚化效应对大范围运动小变形空间柔性曲梁动力学特性的影响,并与ADAMS软件和ABAQUS软件的仿真结果进行了对比,指出了ADAMS软件在高速旋转柔性多体系统数值计算方面的一些缺陷。所提出的计及应力刚化效应的空间曲梁动力学建模方法为高速旋转一般运动柔性多体系统动力学建模和分析提供了参考。     

重力对大型环形可展天线展开动力学的影响研究

受限于火箭尺寸,大型星载环形天线在发射时收拢,入轨后在零重力环境下展至工作态。然而在地面实验重力环境下,克服重力的悬吊卸载系统并不能完全抵消重力场的全部影响,导致地面实验难以准确预测在轨展开动力学行为。因此,有必要借助仿真深入对比分析地面上重力加卸载展开与太空中无重力展开的动力学异同。该文基于柔性多体动力学的仿真方法,建立了天线在零重力和重力加卸载系统两种工况下的全尺寸展开动力学模型。仿真结果不但复现了地面实验的非同步展开现象,而且系统地给出了天线在整个展开历程中所有杆件载荷和驱动力的变化规律。并进一步基于能量分析,半解析地研究了重力对驱动力的影响。该文的研究不但有助于理解大型网状天线的展开动力学,为天线的机构设计、优化和地面实验设计提供技术支撑,而且提出的建模方法和得到的认识也可用于研究和理解其他大型网状天线。     

考虑铰链间隙和连杆柔性推料机构运动学分析

目的基于ADAMS软件,对包装机推料机构进行虚拟样机建模。方法对机构进行仿真,在此基础上建立铰链间隙模型、柔性体模型和铰链间隙柔性体都存在的模型。通过与理想模型运动曲线进行对比,分析各个铰链间隙和连杆柔性对运动学规律的影响。结果运动副间隙(0.25 cm)对推料板的速度、加速度影响明显,会产生振荡现象;同时考虑运动副间隙(0.25 cm)和构件柔性,得到的速度、加速度曲线趋于平稳,缓解了铰链间隙产生的冲击。结论适当考虑连杆柔性,可以缓解铰链间隙产生的振荡,使推料板运动趋于稳定。     

柔性壳体对变速器齿轮副动态啮合特性的影响分析

齿轮副动态啮合特性不仅受齿轮系统本身的影响,还与壳体动态性能密切相关。对变速器壳体模态进行仿真分析和实验测试,采用模态频率误差评价和模态相关分析方法,验证分析了有限元分析模型的有效性。基于多体动力学理论,构建考虑壳体弹性振动特性影响的齿轮系统耦合振动分析模型,对比分析有无柔性壳体状态的齿轮副啮合错位量、接触斑点、传动误差及动态啮合力等动态啮合特性参数。通过接触斑点实验对比分析仿真计算的接触区域,结果表明壳体弹性变形对齿轮副啮合斑点有明显影响。采取提高变速器壳体刚度的技术措施对壳体进行结构优化,优化后的齿轮副动态啮合特性显著改善。     

太阳电池阵大范围运动反作用力矩求解方法研究

重点在于运用混合坐标法建立能用于半物理仿真系统的柔性太阳电池阵对驱动机构反作用耦合动力学模型。在建立数学模型后,还提出了基于Duhamel积分原理求解动力学方程的方法。在考虑到太阳电池阵运行后,结构变形对原有转动惯量带来的影响,对动力学方程做必要修正。并通过与商用软件ADAMS柔性解算模块的仿真对比,验证了该算法能够较好地确保反作用力矩求解精度,同时还能保证半物理仿真系统对模型实时解算效率的要求。     

不同车速条件下车载转管机枪发射动力学特性研究

为了研究某型车载转管机枪在车辆行驶状态下射击时枪管变形和车辆行驶速度对于射击密集度的影响,利用谐波叠加法生成B级路面,并以多刚体动力学和柔性多体动力学理论为基础,采用ADAMS/Flex柔性体模块,建立了该型机枪刚柔耦合的路面-车体-机枪系统的虚拟仿真模型。综合考虑轮胎与地面、车体与机枪之间的相互作用,在各种车速条件时进行了机枪系统的动力学分析,获得了机枪射击时的枪口响应特性和弹着点散布情况。通过对各种车速时仿真曲线对比计算和70%射击散布圆分析,得出枪口的响应位移以及机枪的射击精度与车体的行驶速度之间的变化关系。研究结果为该型车载机枪的进一步地运用与试验提供了理论支持和方向。     

涡轮增压器动力学建模及振动特性研究

采用结合有限元法(FEM)的多体动力学方法,对某车用浮环轴承涡轮增压器进行多体系统仿真模型的建立:以模态综合法为基础,建立增压器壳体与转子的柔性体子结构模型;以广义不可压缩雷诺方程为基础,建立增压器浮环轴承的EHD弹性液力润滑模型(Elastic Hydro-Dynamic)。计算得到内外油膜压力、转子振动特性以及增压器壳体表面振动速度,并进行实验验证。结果表明,采用柔性体多体动力学与EHD轴承润滑模型相结合的建模方法能够有效用于增压器的振动特性分析,该方法的应用也为研究增压器同步、次同步振动与噪声问题提供了理论依据。     

论分布式陀螺柔性体结构的动力学建模问题

针对含分布式控制力矩陀螺的柔性体结构动力学建模问题,研究了结构和陀螺之间相互耦合对结构固有振动的影响。通过基于有限元离散的建模思路,获得了含分布式控制力矩陀螺的结构动力学模型。对比模态叠加方法,提出原柔性体模态的概念。结果表明,分布控制力矩陀螺对结构固有振动产生了本质的影响。基于原柔性体结构前几阶模态的模态叠加法,由于没有计入结构和陀螺之间的耦合效应,所得到结构动力学降阶模型具有较大误差。     

推焦速度对推焦装置振动特性影响分析

针对因推焦过程中采取的推焦速度不同,某型号焦炉推焦装置发生不同剧烈程度的振动,易造成炉体破坏,降低焦炭成品率等问题,采用虚拟样机动力学仿真分析的方法,以推焦装置为研究对象,将滑靴下部视为柔性体,构建推焦装置刚柔耦合模型,模型经验证准确后进行动力学仿真,探究推焦速度对推焦装置振动特性的影响。结果表明,在装置操作允许范围内,推焦时采取的推焦速度越小,推程中推焦杆竖直方向振动加速度有效值越小,振动明显减弱。研究结果为推焦装置减振优化设计提供了一定的理论参考     

小比例柱面网壳振动台试验及动力响应概率模型

针对单层网壳实验费用高、周期长及地震变异性大等问题,开展了一小比例单层柱网壳振动台试验模型试验,并基于该模型试验统计了考虑地震动变异性时单层柱面网壳的动力响应概率模型。参考孔洞胶接节点装配式单层球面网壳模型制作方法制作了一小比例单层柱面网壳模型;在此基础上,分别选用TAFT波、人工地震波和简谐波对该单层柱面网壳模型开展一系列振动台试验研究,包括弹性阶段的动力特性测试和弹塑性状态下的动力倒塌测试;立足于现场实测数据,基于通用有限元分析软件ABAQUS建模、并开展相应数值仿真分析,总结分析单层柱面网壳模型动力特性与破坏特征;基于40组动力实测数据研究地震变异性对单层柱面网壳动力特性的影响,并初步拟合出地震动变异性与该结构动力响应的概率模型。该研究对开展系列单层网壳振动台试验定性研究及空间网壳结构抗震规范的修订提供参考。     

FE-SEA方法在平台支持船噪声预报中的应用

平台支持船由于作业需要通常配备有动力定位系统,其在侧推工况下舱室噪声超标较为严重.针对这个问题采用计算流体力学(CFD)方法,得到侧推螺旋桨作用在导管上的脉动压力,并将时域计算结果转换成噪声计算的激励条件.采用有限元(FE)与统计能量分析(SEA)混合方法建立船体中频段FE-SEA耦合模型并建立船体高频段SEA模型,对...     

刚性包带式星箭连接装置解锁分离过程动力学分析

刚性包带式星箭连接装置能够为重型运载火箭提供更高的星箭连接承载能力,但对其分离释放过程的动力学研究尚未深入。该研究建立刚性包带式星箭连接装置非线性动力学分析模型,采用显式动力学仿真法分析了包带接头分离速度、分离冲击响应和捕获运动规律,研究解锁时间和预紧力等因素对分离与捕获过程的影响规律。结果表明:延长解锁时间和减小预紧力会导致包带接头分离速度降低,卫星冲击载荷减小,与捕获器接触时长增加,与脱离端框时间延后,甚至可以改变包带分离运动规律,引起卫星倾斜分离,在工程应用中应综合考虑。     

与已知场点相关的地震动场模拟研究

提出了一种与已知场点相关地震动场模型。将工程频段(0~25 Hz)分成若干个互不重叠的子段,在每个子频段内将地震动看作面波和体波的叠加;其次在每个子频段内确定影响合成地震动幅值谱的关键因素并将其引入模型中,使每个子频段的合成地震动幅值谱、功率谱和已知幅值谱、功率谱一致;再次由相位差谱频数分布与地震动强度包络的相似性,将决定地震动强度非平稳的关键因素即相位差谱引入到模型中,使合成地震动和已知地震动波形相似;最后,由模型中的频散曲线和距离参数描述不同场点之间的相干性,将合成地震动扩展到地震动场模型。El Centro地震波场点地震动场算例表明,模型不仅可以实现合成地震动场功率谱和已知场点完全一致,而且相干性合理,可以用于工程分析。     

变速超空泡航行体壳结构的动力响应分析

通过对变速超空泡水下航行体壳结构受力模型的分析,建立了恒定推力下航行体的平面运动方程,确定了变速过程中的阻力和冲击力。利用有限元方法,进行了结构响应计算,分析了减速过程中节点时域上的最大应力值在轴向的分布情况及典型节点处的响应。结果表明：航行体所需推力和所受应力较大,对其结构强度要求较高;运动过程中,节点时域上的最大应力在空间域上的极大值主要分布在首尾端部和柱壳中部;存在一些振动频率对航行体结构响应影响显著。结果对超空泡航行体壳结构受力和强度分析以及优化设计有着重要的指导意义。&;#61472;     

LIPS-200离子推力器束流模型及其应用

建立了基于测量数据基础的LIPS-200离子推力器束流模型,给出了模型中积分发散问题的解决方法。应用模型计算了LIPS-200推力器中远场束流分布,给出了束流发散角、推力修正因子、南北位保推力器安装角等应用实例。     

SV波超临界角斜入射时层状地基地震动输入在ABAQUS中的实现

有限元数值模拟中,超临界角斜入射SV波作用下层状地基的地震动输入是一个亟待解决的问题。该文采用层状地基频域内精确的动力刚度矩阵(即频域刚度矩阵法)推导了SV波任意角度斜入射下的地震动输入等效节点力计算公式,通过ABAQUS有限元软件模拟SV波斜入射下均匀半空间、层状地基的地震波场,探讨了基于频域刚度矩阵法的层状地基任意角度斜入射地震动输入应用于ABAQUS有限元软件的有效性和准确性。结果表明,采用频域刚度矩阵法可以在ABAQUS中实现层状地基任意角度斜入射SV波地震动输入,且方法具有很高的计算精度,尤其对于SV波超临界角入射情况,有限元数值模拟很好地再现了均匀半空间地表质点的椭圆型运动轨迹和层状地基的行波特点。在此基础上进一步将频域刚度矩阵法与等效线性化方法相结合,解决了考虑土体非线性的层状地基在任意角度平面波入射条件下的地震动输入问题。     

空间站大柔性太阳电池翼驱动装置的滑模伺服控制

针对空间站大柔性太阳电池翼高稳定对日跟踪驱动控制问题,提出了一种带运动规划和振动抑制的非线性快速终端滑模伺服控制方案。推导了太阳电池翼驱动状态方程、永磁同步电机动力学模型,同时考虑驱动装置传动间隙、静/动摩擦力矩切换等非线性传动特性,在动力学建模基础上设计高次样条运动规划、位置环积分分离调节器、速度环快速终端滑模变结构调节器的组合控制系统。通过对太阳电池翼对日跟踪过程的仿真校验,表明设计的控制方案可实现大惯量、超低频太阳电池翼较高的驱动速度稳定度和较好的跟踪精度。     

Explosion‐induced dynamic soil–structure interaction analysis with the coupled Godunov–variational difference approach

The paper presents a coupled 2D Godunov–variational difference approach for soil–structure interaction due to a nearby explosion. Owing to the high‐intensity dynamic loads, complex processes take place, including transient separation of the buried structure from the surrounding soil, large deformations of the buried structure including loss of stability, and so on. The approach takes into account the irreversible bulk compaction of the soil medium and is based on the relationships of the shock and rarefaction waves with finite‐difference equations of the shell motion, using a simple iteration method. The model reduces the contact problem to the self‐similar symmetric Riemann problem. The proposed approach is demonstrated by the solution of a buried explosion in the proximity of a lined tunnel buried in soil. The peak contact pressure envelope along the lining was studied. It was found that for an explosion in the proximity of a relatively rigid shell, the maximum value of this envelope is located at some distance from the lining's axis of symmetry. Copyright © 2008 John Wiley & Sons, Ltd.     

Experimental investigation of thrust-vector deviation in a plasma thruster

We have studied deviation of the thrust vector of a plasma thruster with the aid of a magnetic system arranged behind the thruster edge. The magnetic field generated by the system acted upon the directional motion of ions in the jet. The experiments were performed on a laboratory model of the α-100 stationary plasma thruster (SPT) with an output channel diameter of 100 mm and overall dimensions L = 70 mm and D = 200 mm. The results of measurements showed that, in the range of parameters studied, the angle of rotation of the output plasma jet exhibited a nearly linear dependence on the current in coils of the deviating magnetic system.