固体火箭电缆线路雷电感应仿真研究

固体火箭低空飞行时很有可能遭遇雷击从而造成其内部电气设备的损坏。为了研究雷击信号下固体火箭周围的电磁环境及其内部电缆上的感应电流,建立了固体火箭的仿真模型,基于CST电缆工作室中的TLM时域求解器对固体火箭周围的电磁场及其内部线缆上的感应电流进行了仿真。结果表明,固体火箭开敞尾端的电磁环境较为恶劣,同轴线芯线较单线上的感应电流更小,对屏蔽层加厚或使用双层屏蔽则可以获得更好的屏蔽效果。所得结果对厘清雷电电磁脉冲对固体火箭内部线缆的电磁效应继而开展其雷电防护工作具有重要的实际意义。

基于虚拟统计能量法的运载火箭声振环境预示

运载火箭在飞行过程中要面临复杂且恶劣的力学环境,其中跨声速段引起的声致振动最为严酷,因此准确预示跨声速火箭声振环境是火箭研制成功的重要基础之一。噪声试验是准确预示运载火箭声振环境有效的方法,但不利于研制早期阶段暴露潜在的力学风险。为此,研究将基于虚拟统计能量法应用于运载火箭声振环境预示,通过对比某运载火箭舱段噪声试验试验结果和虚拟统计能量法的仿真预示结果,证明了虚拟统计能量法可实现全频域的运载火箭声振环境预示。

高稳定一体化星敏支架机热协同设计及试验验证

随着空间技术的发展,对卫星姿态测量精度的要求越来越高。星敏支架作为星敏感器与卫星之间的主要连接结构,其热稳定性直接影响星敏感器的测量精度与有效载荷的成像质量。因此,保证星敏支架的热稳定性成为卫星结构研究的重点。基于高体份铝基碳化硅新材料,利用其低膨胀、高导热性等特点,设计了一种适用于多头星敏感器安装的仪器支架,通过外加温控罩和精密温控等措施,对一体化星敏支架进行等温化控制,实现了星敏支架的热稳定性设计,并通过数值仿真和试验验证了设计方案的有效性。

自适应RBF神经网络在燃气流量调节中的应用

燃气流量调节技术是固体火箭冲压发动机的关键技术之一,对提高固冲发动机的可靠性、机动性、精确性等有着很大的意义。而燃气流量调节系统是一个形式上较为复杂具有参数变化特性的非线性系统,此外由于系统存在着模型误差和参数误差等扰动,所以传统的PID无法在发动机的全工作域内均取得精确度高、响应速度快的控制效果。利用自适应RBF神经网络结合反馈线性化对燃气发生器进行压强闭环控制。并且利用变结构控制项,增强系统的抗扰动能力。仿真结果表明,所研究的控制算法能够克服燃气发生器变参性、非线性的影响,能够实现其对目标压强的良好的跟踪性能,并且大幅提升了响应时间,对提高燃气发生器的性能有重要的意义。

虚拟仿真技术在建筑实训教学中的应用研究

通过在建筑实训教学过程中引入虚拟仿真技术,可以为学生提供更好的实训环境和因人而异的实训教学内容。通过有针对性的多次反复训练,不断积累学生的专业技能和实际工作经验。但是虚拟仿真技术在建筑实训教学中依然存在一些难题和困境,必须采取针对性的措施才能更好地在建筑实训教学中应用虚拟仿真技术,实现二者的高效赋能融合教育教学。

基于二态模型递归树的遥测全帧数据仿真算法

由于不同型号飞行器的遥测数据帧格式复杂多变、形式各异,使得工作人员不得不频繁更动遥测数据仿真软件,尤其在面对新型号飞行器时,软件甚至需要重新开发。为此,提出了一种基于二态模型递归树的通用化遥测全帧数据仿真算法。首先,通过对遥测全帧数据的特点进行分析,提出了基于参数数据和结构数据的遥测全帧数据通用化二态表达模型,构建了描述遥测全帧数据的递归树,实现了遥测全帧数据通用化描述。其次,针对遥测全帧数据仿真问题,提出了基于多元函数递归运算的结构数据生成算法,并设计了参数反演算法,实现了遥测全帧数据的通用化仿真。最后,通过算例分析,验证了算法在遥测全帧数据仿真中的实用性和有效性。

承担捆绑接头载荷的加筋壁板稳定性优化方法

捆绑式运载火箭是一个由多个部段组装而成的复杂航天器,多年来一直得到各国的广泛应用。其核心舱体部段的结构类型为加筋壁板结构,与核心舱连接的助推器通过接头将助推载荷传递给核心舱体,同时核心舱体还承受着远端传递而来的均布载荷。设计舱体结构时要求加筋壁板在这些载荷作用下具有足够的稳定性,并使整个结构的质量尽可能轻。研究了承担捆绑接头载荷的加筋壁板结构优化方法。基于薄壁结构稳定性公式,同时考虑结构效率最大化和结构的质量最轻,提出了相应的优化目标函数。使用优化程序对算例进行优化,并基于有限元进行了验证。与初始结构相比,优化结构的质量下降了27.78%,证明了优化方法的有效性。然后,对捆绑接头承载比例和接头宽度进行了参数分析。结果表明,接头载荷所占比例对优化结构的质量影响不大,而接头宽度的增大会使优化结构的质量下降。

基于离散元数值仿真技术的沥青混合料细观模型可行性研究

为研究一种准确便捷的识别沥青混合料骨架空隙特征参数的方法,运用CT图像技术,获取AC-13级配沥青混合料的CT模型,基于真实沥青混合料矿料建立AC-13级配沥青混合料的离散元模型,提取其骨架空隙特征参数对比分析。结果表明:基于离散元数值仿真技术获取的沥青混合料骨架空隙最长轴、骨架空隙最短轴和骨架空隙平均轴较CT扫描技术获取的真实沥青混合料骨架特征参数在数值上较接近,离散元数值仿真技术在沥青混合料细观模型建立方面具有很高的可行性。

火箭飞行过程数字孪生系统架构与应用研究

首先介绍了数字孪生技术的发展与现状,明确了火箭飞行数字孪生体的内涵,并提出了一种运载火箭飞行过程数字孪生系统,介绍了系统的组成架构和关键技术,展望了该系统的应用场景。基于运载火箭飞行过程数字孪生系统,可以在地面利用高速计算资源和海量数据资源,通过与真实火箭的数据交互,实现对火箭飞行全过程的跟踪映射、故障诊断、预示评估和智能决策,全面提升火箭的智能化健康管理水平,提高运载火箭的飞行可靠性。

三轴飞行模拟仿真转台的设计及控制问题研究

论述了三轴仿真转台的总体设计布局、驱动元件及控制方案等问题,分析了影响转台控制系统性能的因素并提出了相应的解决措施。最后,对转台最重要的指标之一低速问题进行了详细的探讨。

含不同氧化剂的复合推进剂能量及特征信号研究

为研究含能氧化剂环三亚甲基三硝胺(RDX)、六硝基六氮杂异戊兹烷(CL-20)、二硝酰胺铵(ADN)、硝仿肼(HNF)逐步取代高氯酸铵(AP)后复合推进剂的能量特性和特征信号性能,采用最小自由能原理对配方进行了化学平衡性能计算。结果表明:四种高能氧化剂逐步取代AP都达到了增加标准理论比冲和降低二次烟的目的,标准理论比冲增加率的峰值分别为0.85%,1.1%,3.37%及5.1%,ADN对降低特征信号二次燃烧火焰效果最好。ADN和HNF逐步取代Al后,标准理论比冲、一次烟及二次燃烧火焰都呈下降趋势,二次烟呈上涨趋势。

实时星场模拟器中的坐标变换

星模拟器是一种在地面上模拟星空，以便对飞行器的姿态识别系统－星敏感器进行功能测试的实验装置．星模拟器必须根据卫星在轨的位置，实时生成对应部分的天空星图，这就有一个坐标变换的问题．证明了对恒星方位来说，从地心天文坐标系到姿态坐标系的转换无需顾及坐标平移所带来的误差，即姿态坐标系可移至地心，只需考虑旋转变换．最后推导出实用的坐标变换公式。

对接机构综合试验台运动模拟器建模分析

空间对接机构六自由度综合试验台,是对接机构研制所必须的地面试验设备之一,用于对接机构空间对接过程的仿真试验,全面考核对接机构的捕获与缓冲校正能力。利用虚功原理建立了对接机构综合试验台运动模拟器的多体动力学模型,该模型全面地表征了六自由度运动模拟器的动力学特性,且具有简单、通用的形式,对六自由度运动平台的液压驱动系统进行了建模,从而建立六自由度运动模拟器系统模型。在建立该模型的基础上,使用Simulink对运动模拟器的位置跟踪特性进行了仿真分析,结果表明所设计的控制系统满足工程试验的需求。

飞行姿态模拟器建模及输入受限混杂控制

为进行飞行姿态仿真研究,基于dSPACE建立了地面飞行姿态半物理仿真模拟系统,运用混杂不变集原理和无源控制器设计方法对有界高阶耦合非线性系统进行鲁棒控制器设计。使用Lagrange法建立了具有控制约束的非线性Eu-ler-Lagrange(EL)动力学模型;利用EL系统内在特性,基于非线性状态依赖动态脉冲系统的不变集原理的有关结果和混杂能量控制方法,设计了输入受限的非线性混杂控制器,并进行了数学仿真。最后,将所设计的混杂控制器应用于地面飞行姿态模拟器中进行了半物理仿真实验,得到的动态响应时间为20s,稳态精度优于5%,超调量约为25%,在外加扰动作用时仍能实现稳定调节。结果表明,给出的饱和控制算法可靠性较强,对系统参数误差和外干扰具有鲁棒性。

结构误差对旋转稳定弹丸气动特性影响的数值模拟

基于剪切应力传输(SST)k-ω湍流模型,对考虑结构误差情况下的弹箭模型进行数值模拟计算。首先采用CFD和工程经验公式相结合的方法,得到了不同马赫数、不同转速情况下无结构误差模型的多种气动特性参数。通过与实验数据对比,阻力、法向力、俯仰力矩、压心位置误差在10%以内,验证了该方法的可行性和准确性。然后,建立了考虑结构误差即质量分布不对称、弹体不同轴和无结构误差模型,并分别进行了气动特性模拟计算。结果表明,质量偏心对滚转阻尼力矩系数、马格努斯力矩系数影响很大;弹体不同轴对法向力系数导数、俯仰力矩系数导数、马格努斯力矩系数导数和压心位置都产生很大影响。结构误差使模型的多种气动特性参数产生很大变化,将影响其飞行弹道和稳定性。

一种新的基于Adams与C/C++语言的模块化协同仿真模式

基于多体动力学软件Adams和C/C++语言,提出一种新的模块化协同仿真模式。该模式中协同仿真过程的主控权交由用户程序,Adams动力学仿真流程与C/C++语言的控制仿真流程均作为独立的过程供用户程序调用,实现用户主控的模块化协同仿真,为控制系统的验证、改进与优化奠定基础。该方法在月球车的导航控制系统设计中起到重要作用。

垂直发射型舰空导弹比例导引三维弹道仿真研究

在对垂直发射型舰空导弹典型飞行弹道进行分析的基础上,将导弹运动学弹道分成无控段、转弯段和制导段,根据导弹弹道特征和制导特性,分别建立和推导了各段弹道的仿真模型。利用MATLAB语言的图形界面集成开发环境GUIDE创建了三维弹道仿真验证和演示软件,以检验弹道仿真模型的正确性和适用性。

捷联惯导半实物仿真测试系统研究

根据当前某型防空导弹捷联惯导系统测试及仿真现状,提出了一种建立在自动测试基础之上的导弹稳定回路半物理仿真系统方案。在该方案中,采用工控机和分布式实时网络,并充分利用计算机仿真技术和虚拟仪器技术,有效地结合二者的功能,使这个系统平台既能够实现对捷联惯导系统综合测试,又能通过仿真来验证导弹控制律的优劣,成为一个高精度、多用途、具有实时自诊断功能的测试和仿真系统平台。由于系统基于模块化设计,因此具有良好的通用性和很强的可扩展性,能够通过更换适配器来完成不同型号导弹的测试和仿真任务。

扰流片式推力矢量气动力数值仿真研究

为了确定扰流片式推力矢量控制(TVC)产生气动力的情况,应用数值仿真分析软件Fluent对加载单个圆弧型扰流片的喷管三维流场进行数值仿真。得出了扰流片产生气动力的大小随扰流片深入流场高度的规律曲线,以及阻塞面积与推力矢量偏转角度的关系。仿真结果表明:在所研究的范围内,扰流片产生的气动力大小与其伸入流场高度成线性关系,并且阻塞面积率与推力偏转角度呈正比。

程控试飞器半实物仿真系统研究

研究了基于VMIC实时网络的分布式半实物仿真系统方案,对仿真系统的组成及仿真设备的功能进行了介绍。对比分析了仿真时钟生成的几种方法,选用Windows+RTX仿真时钟生成方法,在确保高精度仿真时钟的同时方便了仿真程序的开发。基于信息、事件驱动设计了仿真进程控制软件的总体结构。所设计的半实物仿真系统具有扩展性好、试验方式灵活的特点。