大型整流罩地面分离技术

应用大型有限元软件Abaqus计算了地面气动载荷作用下大型整流罩分离过程。研究了无气动载荷、气动等效载荷和耦合欧拉-拉格朗日(CEL)流固耦合模型对整流罩分离过程中重要运动参数的影响,应用空腔模型设计计算了多气室排气式气囊对整流罩的安全回收。结果表明,CEL和空腔模型计算结果与试验结果基本一致。     

机载导弹导轨式发射虚实混合动力学建模与仿真

在综合考虑复杂碰撞、气动载荷和舵偏条件下,为了确保空空导弹与发射架之间的安全分离,提出运用多体动力学虚实混合建模与仿真技术来对弹架分离过程进行研究。建立了弹架分离系统虚实混合多体动力学模型。气动载荷、舵面偏转运动和发动机推力根据CTS试验和发动机试车试验结果采用AKIMA插值方法建模,接触力采用非线性并联弹簧阻尼模拟,闭锁力采用弹簧力模拟。基于所建立的模型,研究了发射架导轨斜面对弹架分离过程的影响。研究结果表明,考虑导轨斜面条件下,导弹发射全包线是安全的,研究结果对弹架分离安全性设计具有重要的工程价值。     

基于Adams的某整流罩分离影响因素仿真分析

为了解决整流罩分离的可靠性问题,通过对采用分离弹簧的导弹整流罩安全分离的影响因素的分析,利用Admas软件对解锁不同步、弹簧刚度偏差、弹簧失效三类影响因素下的整流罩分离过程进行了动力学仿真,并对仿真结果进行了分析,得出的结论为改善导弹整流罩分离的动力学性能提供了参考。     

吸气式飞行器模型参考变结构控制律设计与仿真

建立吸气式飞行器的动力学模型,针对三通道耦合、正攻角飞行的特点,采用基于BTT-180的模型参考变结构控制方法进行控制律设计。然后选用典型工况,在考虑气动参数偏差的情况下,进行六自由度弹道仿真。仿真结果表明该控制方法能有效解决飞行器通道间的耦合现象,增强了控制系统的适应性与鲁棒性。     

柔性整流罩地面展开试验仿真分析与飞行状态分离预测

大型整流罩的地面分离试验难以在真空环境下进行,为实现对飞行状态中分离情况的准确预测,需根据地面试验数据修正建立的有限元模型。基于耦合欧拉-拉格朗日算法,对大型柔性整流罩的地面展开试验进行流体与固体耦合仿真分析,获得了整流罩在空气阻力作用下展开的运动特性及呼吸变形,结果表明仿真结果与试验数据一致,验证了该模型及方法的正确性。采用相同模型对飞行状态下的整流罩分离进行仿真预示,并分析了空气阻力、轴向过载对分离特性和呼吸运动的影响规律。研究表明：空气阻力会降低整流罩的运动速度和呼吸运动频率,增大呼吸运动幅值;随着轴向过载的增大,呼吸运动幅度增大;整流罩的呼吸运动与其1阶振型相关。     

下挂式空中发射运载火箭的动网格仿真分析

为实现下挂式空中发射运载火箭机箭安全分离与运载火箭顺利点火,机箭分离轨迹及机箭气动耦合特性的研究十分重要.描述下挂式空中发射分离过程,运用CAD软件构建了机箭系统三维模型;利用CFD动网格技术对分离过程进行了6DOF气动耦合仿真分析.仿真结果显示机箭分离过程中未发生机箭碰撞现象,同时载机与火箭之间的气动耦合对于分离过程的影响是利弊双向的.文中的结论可以为下一步优化设计机箭分离状态参数及火箭控制规律奠定研究基础.     

整体式头罩分离运动轨迹可靠性分析

针对导弹整体式头罩分离运动过程,为了获得不同工况下头罩分离轨迹的可靠度,采用最小二乘方法拟合罩体运动轨迹曲线,通过多元线性回归方法建立拟合参数与飞行状态参数间关系;建立了安全边界方程,利用蒙特卡洛方法计算罩体运动轨迹的可靠度;考察了罩体运动过程中各随机变量变异系数对可靠度的影响;获得了整体式头罩分离运动的可靠性基本规律,为头罩分离机构设计和可靠性分析提供技术参考和有效方法。     

再入飞行器基于气动力热约束的飞行轨迹控制优化研究

@@@@为了计算再入飞行器的可压流场特性,采用计算流体力学（CFD）方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器再入飞行过程中的气动加热率与气动特性的数值分布,并依据这些数据对再入飞行器进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。     

跨大气层飞行器气动伺服弹性稳定性分析方法研究

跨大气层飞行器通常采用翼身组合体外形,机体结构柔性大,飞行控制系统通道之间交联耦合且通频带宽、再入扰动因素复杂、气动加热严重,上述因素可能导致气动伺服弹性或热气动伺服弹性问题。考虑外界干扰不确定性、飞行器模型摄动和控制通道耦合等因素,跨大气层飞行器需进行多通道交联耦合气动伺服弹性鲁棒稳定性分析。通过弹性飞行器动力学建模、非定常气动力拟合、伺服系统和飞行控制系统建模,建立了气动伺服弹性系统的闭环模型。在此基础上对Nyquist方法、最小奇异值法以及结构奇异值μ方法等气动伺服弹性稳定性分析方法进行了分析与讨论,得出相关结论。     

临近空间飞行器基于气动力热约束的飞行轨迹控制优化研究

采用计算流体力学(CFD)方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器飞行过程中的热流密度、温度场与气动特性的数值分布,并依据这些数据对飞行器的上升段、巡航段和俯冲段进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。     

固体捆绑火箭助推分离仿真研究

固体助推器分离系统设计应保证在各种条件下实现芯级与助推器安全分离,对运载火箭固体助推分离的安全性问题进行研究。建立了固体捆绑助推分离的六自由度动力学模型,结合虚拟样机与动力学数值仿真技术,对固体助推器分离动力学特性进行探讨;研究了固体助推与芯级分离主要影响因素,并对分离过程中助推和芯级的运动过程进行仿真。根据数值仿真结果,给出固体助推不同分离工况下的分离规律。仿真分析结果表明：通过六自由度仿真能够有效模拟固体助推与芯级的分离。     

变海拔环境下离心压气机叶轮多场应力响应

针对车用涡轮增压器离心压气机叶轮在变海拔环境下可能出现的静强度失效问题,开展了叶轮在变海拔环境下多场载荷及应力响应的变化规律研究。采用单向稳态流体与固体耦合的方法,计算了叶轮在气动载荷、热载荷以及离心载荷作用下的单场应力以及多场耦合应力。结果表明：在真实流量、真实转速不变,仅根据海拔高度不同改变进气压力与进气温度时,叶轮进口流动角随着海拔升高而增加,导致高海拔环境下长叶片前缘静压差较大,最大气动应力从长叶片尾缘转移到前缘,叶轮的热载荷、热应力以及最大多场耦合应力随海拔升高而减小;在增压发动机工况不变时,随着海拔的升高,叶轮气动应力与热应力的绝对变化较小,压气机转速上升带来较大的离心应力增幅,进而导致耦合应力的增加。     

飞行器气动加热烧蚀工程计算

高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。     

变体飞行器的气动结构对控制系统的影响

为了研究变体飞行过程中不同的气动结构对控制系统产生的影响,利用多刚体动力学对飞行器各个通道进行建模,通过对变体过程气动参数的研究,探寻变体飞行器不同变形状态的升阻比变化规律,推导了飞行器实现最佳控制品质的控制律。设计了线性二次型控制器,并通过Simulink进行仿真验证,结果表明:计算条件下变体飞行器的最佳升阻比可以改变36%,收敛快速性可以提高128.61%; 通过变体,飞行器可以大幅度改变升阻特性,系统稳定性和收敛快速性都得到了很大提高。     

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

基于多目标遗传算法的高速履带车辆动力学模型参数修正研究

为了提高高速履带车辆多体动力学模型仿真结果的准确度,对模型参数修正方法进行了研究。建立了高速履带车辆多体动力学模型,根据其行驶工况统计规律,选择水泥路和砂石路作为参数修正的行驶路面条件。对比分析了模型参数修正前的仿真结果与实车测试结果,并给出了修正目标函数的表达式。通过正交实验设计筛选出对目标函数影响较大的待修正模型参数。为了解决修正效率低、计算量大的问题,建立了修正参数与目标函数之间关系的径向基神经网络近似模型。通过分析目标函数随修正参数的变化规律,采用多目标遗传算法NSGA-Ⅱ对两种工况条件下的模型参数同时进行修正,并确定了最终解。研究结果表明,动力学模型仿真结果的准确度得到了提高,证明该修正方法的有效性。     

大气层内高超声速飞行器级间旋转分离方法

提出一种大气层内高超声速飞行器的级间旋转分离方法,通过级间气动流场的简化计算和分离过程的动力学仿真,对分离过程进行仿真分析。分析结果表明,通过选择合理的分离参数,可以利用空气动力实现上下两级的安全分离。该分离方法对大气层内高超声速飞行器的级间分离工程设计具有借鉴意义。     

复杂空间机构热态刚柔耦合多体动力学建模

借助多体动力学软件建立了复杂空间机构的刚体动力学模型,通过添加控制规律来实现该机构特定姿态的运动。使用有限元方法将非均匀分布的载荷转化为便于添加的节点集中力。采用实体板壳和模态缩减技术将主要承载部件柔性化处理,建立了复杂空间机构的刚柔耦合多体动力学模型,计算并验证可模型的正确性。提出了基于实体板壳一模态综合一载荷移置一刚柔耦合的复杂空间机构的热态多体动力学的建模方法,该建模思路和方法对其他类似机构有指导意义。     

等离子体环境下高超声速飞行器的流-固耦合机制

高超声速飞行器在高温空气中穿行时处于等离子体环境中,相较于热完全气体有较大不同。考虑等离子体真实气体效应才能更好地计算飞行器与周围流体的流体与固体(简称流固)耦合作用。基于等离子体化学非平衡流体动力学方程组,结合流固耦合方程建立流固耦合模型。以RAM-C飞行器为算例计算并验证该模型,分析飞行器的流固耦合作用机制。计算结果表明：等离子体相较于热完全气体,气动压力增大,气动黏性力增大,最大气动黏性力位置发生迁移;等离子体气动荷载的作用位置利于钝体承受,最大流固耦合应力相较于热完全气体更小;高速飞行器前端主要承受原子气体的流固耦合作用,电子和离子对飞行器的流固耦合作用十分微小,在中部及后部分子气体对飞行器的作用更加明显。     

高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析

为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。