基于网络理论的固体火箭发动机纤维缠绕壳体优化设计 被引量：7

1

作者 胡宽 宋笔锋 +1 位作者 常新龙 张琳 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第9期1099-1103,共5页

基于网络理论按爆破压强设计的纤维缠绕壳体基本方程,在结构、工艺等约束条件下,选取不同纤维材料,以壳体质量为目标,利用线性多步法和复合形法,优化设计纵向层平面缠绕、圆筒部分在环向缠绕的固体发动机纤维壳体的材料密度、纤维拉伸... 基于网络理论按爆破压强设计的纤维缠绕壳体基本方程,在结构、工艺等约束条件下,选取不同纤维材料,以壳体质量为目标,利用线性多步法和复合形法,优化设计纵向层平面缠绕、圆筒部分在环向缠绕的固体发动机纤维壳体的材料密度、纤维拉伸强度、缠绕角和极孔半径,并给出算例。计算表明,比强度是影响纤维壳体质量的最重要因素。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 固体火箭发动机 发动机壳体 纤维缠绕 优化

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模拟卫星结构爆炸解体碎片分布特性 被引量：3

2

作者 余庆波 徐峰悦 +2 位作者 王勤智 金学科 王海福 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第7期1072-1076,共5页

采用沙坑回收实验和理论分析相结合的方法,对铝薄壁圆柱模拟卫星结构爆炸解体碎片分布特性进行了研究。实验结果表明,卫星模拟结构爆炸解体行为显著受壁厚和剩余燃料量影响,壁厚越小或剩余燃料量越多,爆炸解体碎片越多,且碎片质量分布... 采用沙坑回收实验和理论分析相结合的方法,对铝薄壁圆柱模拟卫星结构爆炸解体碎片分布特性进行了研究。实验结果表明,卫星模拟结构爆炸解体行为显著受壁厚和剩余燃料量影响,壁厚越小或剩余燃料量越多,爆炸解体碎片越多,且碎片质量分布范围很广,从不足0.2 g颗粒到100 g以上不规则碎片。基于实验结果,结合带壳装药爆炸解体模型和卫星弱爆炸解体模型,建立了模拟卫星结构爆炸解体碎片总数分布分析模型和碎片质量分布分析模型,为卫星意外解体碎片分布特性的科学评估提供参考。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 空间碎片 模拟卫星 碎片分布 爆炸解体

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高速旋转弹的姿态控制系统设计 被引量：3

3

作者 贾正望 郭治 《火炮发射与控制学报》 北大核心 2011年第3期88-91,共4页

为了解决高速旋转弹姿态控制的难题,设计了一种基于滑动质量块姿态控制系统。从高速旋转弹姿态特点分析出发,建立了姿态动力学方程。根据时间尺度对其姿态回路进行了时标分离,将其分为内外两个回路,分别进行了控制系统设计。外环设计了... 为了解决高速旋转弹姿态控制的难题,设计了一种基于滑动质量块姿态控制系统。从高速旋转弹姿态特点分析出发,建立了姿态动力学方程。根据时间尺度对其姿态回路进行了时标分离,将其分为内外两个回路,分别进行了控制系统设计。外环设计了含有跟踪误差及其积分函数的滑模控制器,内环则采用了依赖于状态的黎卡提方程(SDRE)的最优控制器。仿真结果表明,该控制系统能快速有效地实现对弹体姿态控制,可为实际工程应用提供必要的借鉴。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 姿态控制 滑动质量块 高速旋转

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旋转导弹自旋频率设计 被引量：12

4

作者 邹汝平 张延风 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期220-222,共3页

针对旋转导弹的自旋频率设计,给出了其影响因素,自旋频率选择原则,考虑了导弹动态稳定区等因素,以某导弹为例,计算了其动力系数、固有频率、动态稳定区,通过大量系统计算、系统频率分析,设计了某旋转弹自旋频率。文中提出的方法对同类... 针对旋转导弹的自旋频率设计,给出了其影响因素,自旋频率选择原则,考虑了导弹动态稳定区等因素,以某导弹为例,计算了其动力系数、固有频率、动态稳定区,通过大量系统计算、系统频率分析,设计了某旋转弹自旋频率。文中提出的方法对同类导弹自旋频率设计有参考价值。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 旋转弹 自旋频率 动力系数 动态稳定区

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导弹转动惯量测试系统及误差分析 被引量：17

5

作者 李慧鹏 唐文彦 +2 位作者 张春富 孙和义 王军 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期206-208,共3页

研制了可精确测量质量在100-1200kg范围内导弹等飞行体转动惯量的大型测试系统。利用可展开式测量臂结构，实现了一次工装就可以测量出导弹对3个轴的转动惯量，从而有效降低了多次安装带来的定位误差。对影响系统测量精度的误差因素进... 研制了可精确测量质量在100-1200kg范围内导弹等飞行体转动惯量的大型测试系统。利用可展开式测量臂结构，实现了一次工装就可以测量出导弹对3个轴的转动惯量，从而有效降低了多次安装带来的定位误差。对影响系统测量精度的误差因素进行了定量分析。对标准样件进行了实测，各轴的转动惯量测量误差均小于0．1％． 展开更多

关键词 航天器结构与设计 测试计量技术及仪器 转动惯量 导弹 误差分析

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固体火箭发动机药柱概率贮存寿命预估 被引量：21

6

作者 唐国金 申志彬 +1 位作者 田四朋 杨东 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期301-306,共6页

基于粘弹性随机有限元法和固体推进剂高温加速老化试验,提出了固体火箭发动机(SRM)药柱概率贮存寿命预估模型。对老化试验数据进行统计分析得到了固体推进剂性能参数数字特征随贮存时间的变化规律,采用三维粘弹性响应面随机有限元法(SF... 基于粘弹性随机有限元法和固体推进剂高温加速老化试验,提出了固体火箭发动机(SRM)药柱概率贮存寿命预估模型。对老化试验数据进行统计分析得到了固体推进剂性能参数数字特征随贮存时间的变化规律,采用三维粘弹性响应面随机有限元法(SFEM)计算了药柱结构响应的均值和标准差,分析了某SRM药柱在不同贮存期的结构可靠度,并对其进行了概率贮存寿命预估。所提方法可为固体发动机研制和使用部门提供参考。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 固体火箭发动机 粘弹性药柱 随机有限元法 响应面 概率寿命预估

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基于瞬态动力学方法的月球探测器软着陆腿着陆冲击性能分析 被引量：14

7

作者 万峻麟 聂宏 +2 位作者 李立春 陈金宝 曾福明 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期567-573,共7页

月球探测器着陆冲击性能是月面软着陆的关键。以月球探测器铝蜂窝缓冲软着陆腿为研究对象,基于瞬态动力学方法,对其2级铝蜂窝缓冲器进行了建模和缓冲性能验证;建立了铝蜂窝软着陆腿瞬态动力学分析模型,并进行了单条软着陆腿着陆冲击仿... 月球探测器着陆冲击性能是月面软着陆的关键。以月球探测器铝蜂窝缓冲软着陆腿为研究对象,基于瞬态动力学方法,对其2级铝蜂窝缓冲器进行了建模和缓冲性能验证;建立了铝蜂窝软着陆腿瞬态动力学分析模型,并进行了单条软着陆腿着陆冲击仿真分析,研究了结构响应对软着陆腿着陆冲击性能的影响。结果表明:该瞬态动力学分析模型的缓冲器能量吸收、缓冲行程和探测器机体加速度响应峰值等分析结果与实验符合较好;2级蜂窝缓冲软着陆腿着陆过程中,当第2级蜂窝开始压缩时探测器机体加速度响应最大;软着陆腿结构柔性变形及储能导致了软着陆腿着陆性能恶化。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 月面着陆 缓冲器 瞬态动力学分析 航天器仿真

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导引头隔离度相位滞后对寄生回路稳定性影响研究 被引量：37

8

作者 杜运理 夏群利 祁载康 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期28-32,共5页

为了分析隔离度对制导控制系统稳定性的影响,提出了隔离度寄生回路的概念,在考虑隔离度相位滞后的基础上,建立了导引头隔离度寄生回路模型,通过对寄生回路无量纲化并采用劳斯稳定判据计算得到了寄生回路负反馈和正反馈时的稳定域,在复... 为了分析隔离度对制导控制系统稳定性的影响,提出了隔离度寄生回路的概念,在考虑隔离度相位滞后的基础上,建立了导引头隔离度寄生回路模型,通过对寄生回路无量纲化并采用劳斯稳定判据计算得到了寄生回路负反馈和正反馈时的稳定域,在复频域分析了不同隔离度滞后角对寄生回路稳定域的影响。仿真证明相位滞后角的增大会降低系统的稳定域,但稳定域最小点不是出现在-180°相位滞后,而是出现在大约-140°时。所得结论对导弹制导控制系统初步方案确定具有指导作用。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 导引头隔离度 隔离度寄生回路 稳定性 隔离度相位滞后

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基于虚拟样机技术的导弹垂直发射过程仿真 被引量：13

9

作者 徐悦 田爱梅 +1 位作者 张振鹏 陈小庆 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期491-494,共4页

利用虚拟样机技术(VPT)建立了导弹垂直发射过程的动力学仿真模型。详细论述了垂直发射系统的组成、模型的简化和动力学仿真的研究方法。对不同工况下的发射过程进行动力学分析,获取了导弹发射阶段的弹道和姿态参数,分析了各部件的配合... 利用虚拟样机技术(VPT)建立了导弹垂直发射过程的动力学仿真模型。详细论述了垂直发射系统的组成、模型的简化和动力学仿真的研究方法。对不同工况下的发射过程进行动力学分析,获取了导弹发射阶段的弹道和姿态参数,分析了各部件的配合协调性和干涉情况,验证了导弹垂直发射的安全性。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 导弹 垂直发射 虚拟样机 多体动力学 仿真

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导弹垂直发射系统柔性多体动力学建模与仿真 被引量：12

10

作者 徐悦 田爱梅 +1 位作者 张振鹏 陈小庆 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第9期1083-1087,共5页

基于有限元素法和修正的固定界面子结构模态综合法—Craig-Bampton法,在虚拟样机技术(VPT)仿真平台上建立舰载导弹垂直发射系统(VLS)的柔性多体动力学模型,进行了发射过程的动力学仿真,并和刚体模型的计算结果进行了对比。获取导弹发射... 基于有限元素法和修正的固定界面子结构模态综合法—Craig-Bampton法,在虚拟样机技术(VPT)仿真平台上建立舰载导弹垂直发射系统(VLS)的柔性多体动力学模型,进行了发射过程的动力学仿真,并和刚体模型的计算结果进行了对比。获取导弹发射阶段的弹道和姿态参量偏差,进行了弹体柔性变形对初始弹道特性和发射安全性影响的分析。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 导弹 垂直发射系统 有限元素法 柔性多体动力学 Craig-Bampton法 虚拟样机技术

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固定排气口型气囊冲击减缓特性研究 被引量：7

11

作者 温金鹏 薛江 +1 位作者 张思才 李斌 《振动．测试与诊断》 EI CSCD 北大核心 2018年第2期387-393,共7页

为研究固定排气口型缓冲气囊冲击减缓特性,基于能量守恒及热力学方程建立了固定排气口型气囊缓冲过程的解析模型,并采用LS-DYNA和实验对其有效性进行了验证。基于该模型研究了竖直圆柱式气囊的缓冲特性,开展了初始压力、排气口面积和排... 为研究固定排气口型缓冲气囊冲击减缓特性,基于能量守恒及热力学方程建立了固定排气口型气囊缓冲过程的解析模型,并采用LS-DYNA和实验对其有效性进行了验证。基于该模型研究了竖直圆柱式气囊的缓冲特性,开展了初始压力、排气口面积和排气口触发条件对竖直圆柱式气囊缓冲性能的影响研究,并定义了初始极限压力。研究表明:当初始压力小于初始极限压力时,适当增大竖直圆柱式气囊的初始压力、选取合适的排气口触发条件,均可将设备的峰值过载维持在一个合理水平的基础上,减小气囊的体积;采用合理的排气口设计参数,可以提高系统的吸能率,降低峰值过载,同时避免设备的反弹。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 冲击减缓 气囊 缓冲

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月球着陆器着陆性能及多因素影响分析 被引量：3

12

作者 万峻麟 聂宏 +2 位作者 李立春 陈金宝 曾福明 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期288-293,共6页

以某型号月球着陆器铝蜂窝缓冲软着陆腿为对象,研究了月球着陆器月面软着陆性能。采用非线性有限元方法,建立了月壤和着陆腿结构有限元模型,进行了单腿着陆冲击非线性动力学仿真分析,将仿真结果与试验及多刚体系统动力学分析结果比较。... 以某型号月球着陆器铝蜂窝缓冲软着陆腿为对象,研究了月球着陆器月面软着陆性能。采用非线性有限元方法,建立了月壤和着陆腿结构有限元模型,进行了单腿着陆冲击非线性动力学仿真分析,将仿真结果与试验及多刚体系统动力学分析结果比较。文中还研究了月壤模型和主辅支柱结构弹性对月球着陆器着陆性能的影响。结果表明:非线性有限元分析结果与实验结果吻合较好,优于多刚体系统动力学分析结果;着陆腿主支柱的结构弹性对着陆性能影响较大;月壤有限元模型的离散化对分析结果有一定影响。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 月面着陆 结构动力学 非线性分析 动态响应

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带栅格翼导弹超声速阶段滚转阻尼导数的数值研究 被引量：7

13

作者 邓帆 陈少松 陶钢 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第2期151-156,共6页

滚转阻尼导数是判断导弹动稳定性的重要气动参数。采用求解定常流场的方法,对超声速阶段平板翼翼身组合体和栅格翼翼身组合体的滚转特性进行数值模拟,并与平板翼翼身组合体的实验数据相比,符合较好。计算结果表明,栅格翼的滚转阻尼导数... 滚转阻尼导数是判断导弹动稳定性的重要气动参数。采用求解定常流场的方法,对超声速阶段平板翼翼身组合体和栅格翼翼身组合体的滚转特性进行数值模拟,并与平板翼翼身组合体的实验数据相比,符合较好。计算结果表明,栅格翼的滚转阻尼导数变化复杂,由于弹体背风面分离流和栅格翼翼面失速的影响,滚转阻尼导数随着攻角增加有两次明显转折;平板翼的滚转阻尼导数随着马赫数增加逐渐减小,而栅格翼的滚转阻尼导数随马赫数同样呈现两次转折,在Ma=3.5达到最大值。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 栅格翼 滚转阻尼导数 数值模拟

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月壤撞击坑对探测器着陆性能影响研究 被引量：3

14

作者 胡建国 马大为 +1 位作者 乐贵高 蔡德咏 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1046-1050,共5页

探测器软着陆后的姿态是上升器月面稳定起飞的前提基础,研究月壤撞击坑给探测器着陆性能带来的影响对上升器月面稳定起飞具有重要意义。通过有限元法(FEM)模拟GRC-1型月壤的非线性力学特性,并与文献[13]中三轴试验结果对比,验证了仿真... 探测器软着陆后的姿态是上升器月面稳定起飞的前提基础,研究月壤撞击坑给探测器着陆性能带来的影响对上升器月面稳定起飞具有重要意义。通过有限元法(FEM)模拟GRC-1型月壤的非线性力学特性,并与文献[13]中三轴试验结果对比,验证了仿真方法的有效性;在综合考虑月壤非线性、反推火箭残余应力、姿态控制力和重力的基础上,建立了探测器着陆过程动力学模型;以四腿悬架式着陆器为研究对象,研究了月壤撞击坑对探测器着陆后姿态的影响。结果表明:探测器着陆后的姿态角随撞击坑深度的增加而增大;若要保证上升器月面稳定起飞,撞击坑深度不能超过600 mm. 展开更多

关键词 航天器结构与设计 月壤 探测器 撞击坑 着陆姿态 非线性 本构模型

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基于动态补偿技术的姿控发动机瞬态推力测量 被引量：8

15

作者 欧阳华兵 徐温干 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第5期608-612,共5页

针对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力的测量,在分析其瞬态推力测量原理的基础上,指出了瞬态推力测量和稳态推力测量的差异。根据姿控发动机瞬态推力的测量特点,提出了一种动态数字滤波补偿法,采用辨识建模、动态补偿和计算机仿真相结... 针对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力的测量,在分析其瞬态推力测量原理的基础上,指出了瞬态推力测量和稳态推力测量的差异。根据姿控发动机瞬态推力的测量特点,提出了一种动态数字滤波补偿法,采用辨识建模、动态补偿和计算机仿真相结合的手段,建立测量系统的动态数学模型,并根据瞬态推力测量的要求,设计了系统模型的动态补偿数字滤波器,从而改善了系统的动态响应特性,达到姿控发动机瞬态推力测量的目的。采用此方法对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力进行了测量,测量处理结果表明:动态数字滤波补偿法应用于发动机瞬态推力的测量是行之有效的。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 固体火箭发动机 姿态控制 瞬态推力 动态补偿

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探测器月面起飞稳定性边界条件研究 被引量：2

16

作者 胡建国 史耀祖 +1 位作者 赵毅 徐宏斌 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2016年第5期40-47,共8页

探测器起飞稳定性是上升器月面起飞的重要性能指标,研究其特性对上升器返回地面具有重要的意义。选择上升器起飞稳定性主要影响因素,结合优化拉丁超立方试验设计方法和径向基神经网络建立了上升器起飞过程动力学近似模型,定量地判定出... 探测器起飞稳定性是上升器月面起飞的重要性能指标,研究其特性对上升器返回地面具有重要的意义。选择上升器起飞稳定性主要影响因素,结合优化拉丁超立方试验设计方法和径向基神经网络建立了上升器起飞过程动力学近似模型,定量地判定出姿态角位移、姿态角速度对各影响因素的敏感程度。以上升器的姿态角位移和角速度分别为5°和5(°)/s为稳定判定条件,给出了单个影响因素的取值边界。编写了上升器起飞稳定性多因素边界条件分析程序,采用三维空间的方式建立了上升器起飞稳定性边界条件表达式,并以样例确定了起飞稳定性边界条件。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 月球探测器 起飞稳定性 近似模型 敏感度 临界条件 综合判据

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储运发射箱空投安全性研究 被引量：4

17

作者 于存贵 何庆 《火炮发射与控制学报》 北大核心 2012年第2期33-37,共5页

为了研究多联装储运发射箱空投安全性,建立了装备着陆冲击有限元模型,借助显式非线性动态方法,进行冲击动力学分析,获得了发射箱在正常和极限两种工况下的响应特性。根据安全性指标,对箱架和不同位置定向管的应力,以及火箭弹垂直冲击加... 为了研究多联装储运发射箱空投安全性,建立了装备着陆冲击有限元模型,借助显式非线性动态方法,进行冲击动力学分析,获得了发射箱在正常和极限两种工况下的响应特性。根据安全性指标,对箱架和不同位置定向管的应力,以及火箭弹垂直冲击加速度和轴向力等进行讨论。结果表明,发射箱在采取缓冲减振措施下,空投安全性能够得到保证,方案可行。研究成果能够为发射箱结构设计及改进、空投缓冲包装和高成本的空投/跌落试验提供依据和指导。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 储运发射箱 空投 着陆冲击动力学 显式非线性动态法

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末段修正迫弹激光探测器及目标方位模型 被引量：8

18

作者 徐劲祥 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第7期793-795,共3页

研究了末段修正迫弹激光探测器的工作原理,对激光探测器修正区域进行了分析,推导了地面坐标系与激光探测器坐标系的坐标变换公式,建立了激光探测器模型;研究了利用目标光斑位置求解目标方位角和跟踪误差角的方法,建立了目标方位模型。... 研究了末段修正迫弹激光探测器的工作原理,对激光探测器修正区域进行了分析,推导了地面坐标系与激光探测器坐标系的坐标变换公式,建立了激光探测器模型;研究了利用目标光斑位置求解目标方位角和跟踪误差角的方法,建立了目标方位模型。仿真计算表明:末段修正时必须选择合适的弹体转速,转速太低会造成对目标的漏扫;通过对末段弹道进行多次修正能够显著提高迫弹的落点精度。本文所建立的激光探测器模型和目标方位模型为末段修正迫弹的弹道模型建立和外弹道仿真计算打下了基础。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 末段修正迫弹 激光探测器 目标方位 修正区域 跟踪误差角

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新型有翼弹托脱壳机理研究 被引量：8

19

作者 于煜斌 张靖 王克勤 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期668-671,共4页

为了最大限度地减小脱壳弹弹托的消极质量,本文研究了一种新型有翼弹托结构,其质量比传统"马鞍形"弹托减小了1/4.文中分析了这种有翼弹托的脱壳机理,计算了其脱壳力,对该弹托的脱壳过程进行了数值仿真。最后对采用该有翼弹托... 为了最大限度地减小脱壳弹弹托的消极质量,本文研究了一种新型有翼弹托结构,其质量比传统"马鞍形"弹托减小了1/4.文中分析了这种有翼弹托的脱壳机理,计算了其脱壳力,对该弹托的脱壳过程进行了数值仿真。最后对采用该有翼弹托的脱壳弹进行了靶场试验,结果表明,这种有翼弹托可以保证脱壳弹在炮膛内的闭气与运动稳定性,在出炮口后能够迅速、可靠地脱壳。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 有翼弹托 弹托结构 脱壳机理

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单点多脉冲推冲器输出性能影响因素研究

20

作者 郭宁 黄平 +2 位作者 严楠 汪佩兰 李伟锋 《安全与环境学报》 CAS CSCD 北大核心 2011年第1期223-226,共4页

为提高单点多脉冲推冲器的输出性能,从主装药压药压力、膜片受力而直径和喷管喉径三方面对推冲器输B性能的影响因素进行了分析。试验表明,随着主装药压药压力的增大,推冲器输出性能先增大后减小,取21.3 MPa为宜。膜片受力面直径减小可... 为提高单点多脉冲推冲器的输出性能,从主装药压药压力、膜片受力而直径和喷管喉径三方面对推冲器输B性能的影响因素进行了分析。试验表明,随着主装药压药压力的增大,推冲器输出性能先增大后减小,取21.3 MPa为宜。膜片受力面直径减小可以有效防止感应点火,但是推冲器的输出性能也随之减小,因此,膜片受力面直径取3.0 mm为宜。随着喷管喉径增大,推冲器输出性能增大,但同时增加了结构质量,且喉径为4 mm时输出性能随主装药药量变化的趋势最明显最稳定,因此,喷管喉径取4 mm为宜。 展开更多

关键词 航天器结构与设计 单点多脉冲推冲器 弹道修正 输出性能 总冲

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