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对于长径比较高的助推器来说,为了提高与芯级的连接可靠性,可采用超静定捆绑连接方式。这种捆绑连接方式增加了助推器动力学响应分析的难度。以超静定捆绑火箭助推器为研究对象,通过引入拉压双线性弹簧模拟捆绑连接装置,建立合理的动力学分析模型,对系统进行数值求解,获得径向冲击作用下助推器的动力学响应特性。通过与静定捆绑模型的对比,获得超静定捆绑助推器的广义位移、频谱和内力的响应,从而为工程应用提供一定的参考和理论支撑。 相似文献
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竖立状态的运载火箭一旦遭遇地震,极易造成箭体倾倒等灾难性后果。为了确保运载火箭在地震中的安全,针对某型运载火箭,采用时程分析法对其进行地震响应分析,得到了火箭的弯矩、位移响应峰值沿箭体纵向的分布规律。分析了火箭关键位置处弯矩响应的频域特性,设计了火箭的减震措施,并分析了火箭与发射台的连接刚度、隔震支座刚度对火箭地震响应的影响规律。结果表明:火箭弯矩响应的最大值发生在靠近火箭尾段的位置,位移响应的最大值发生在火箭头部位置;改变火箭与发射台连接刚度以及在发射台底部加装隔震支座的方式可以有效地减小火箭的地震响应。 相似文献
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采用动态重叠网格方法和双欧法,耦合求解非定常流动控制NS方程和6DOF运动方程,数值模拟运载火箭助推级和芯级的自由分离过程和附加外力作用下的强迫分离过程,并对芯级、助推级分离的主要影响因素进行分析。数值结果与试验结果吻合,表明动态重叠网格方法能正确预测火箭芯级与助推级间复杂的流动现象。根据数值模拟结果,给出助推级在不同分离工况下的分离参数及分离规律。 相似文献
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为了克服传统舰载导弹垂直发射器的弊端,提出了一种新型舰载导弹发射器模型,阐述了该模型的基本组成和工作原理,建立了发射器工作过程的数学模型,以三级发射器为例对其工作过程进行了动态仿真,得到了发射器工作过程中放电回路中的电流、发射组件所受电磁力、速度及位移等参数随时间的变化规律.对比分析了通过改变系统储能和发射线圈级数对系统工作特性的影响.结果表明:弹射线圈较驱动线圈具有更好的加速能力;发射组件的速度对其所受的电磁力有较大影响,随着速度的增加,发射组件所受电磁力减小;适当改变系统储能和发射线圈的级数可以实现导弹的垂直发射. 相似文献
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为研究水深变化对移动载荷激励冰层响应特性的影响,采用有限元分析软件对其进行了数值模拟,计算得到了均匀水深和水深线性变化时冰层的响应特性。将数值计算结果与实冰实验数据进行了比较,发现临界速度值、冰层位移响应波形特征与实验结果一致,且不同速度下的最大下陷值也与实验结果一致。此外,在总结均匀水深冰层位移响应变化计算规律的基础上,对水深线性变化时的冰层位移响应特性进行了数值计算。计算结果表明:当载荷沿水深增加方向运动时,临界速度大于均匀水深情况;沿水深减小方向运动时,临界速度小于均匀水深情况;沿水深增加方向运动比沿水深减小方向运动更容易使冰层破裂。 相似文献
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为掌握压电驱动器在复杂力-电工作场中的动态特性,在压电驱动器位移动态测试台架上,对试制的压电驱动器在不同电场(限流电阻、驱动电压)和机械载荷(预紧力)下的输出位移特性、响应特性、输出力特性进行了试验研究。结果表明:试制的压电驱动器输出响应迅速,受限流电阻、预紧力和驱动电压的影响非常小,其频率响应可以达到2 kHz;驱动电压对压电驱动器最大位移输出和稳态位移影响最大,驱动电压升高,输出位移基本呈线性增加;随着限流电阻增加,压电驱动器最大输出位移减小,适当增加限流电阻和预紧力能够抑制位移波动;该压电驱动器在140 V驱动电压、2.2Ω限流电阻的情况下最大位移可达54μm,输出力大于840 N,能够满足压电喷油器球阀升程和球阀抬起力的要求。 相似文献
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介绍一种以计算机变步长迭代搜索替代以往的查表算法来获得风场中火箭补偿参数的方法 ,避免了采用近似理论造成的误差 ,以及复杂的造表过程 ,提高实际工程中的处理速度与自动化程度 ,而且精度比原风权法要高。此外 ,本文还提出一种新的弹道风生成方法。在等效程度上 ,比风权法要高 相似文献
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在气象探测火箭发射之前需要根据实测风场 ,应用射表对火箭飞行弹道进行“风修”。传统射表在风修精度和通用性等方面存在不足。软件射表具有明显优势 ,它基于弹道数值仿真及迭代搜索技术 ,根据火箭分离技术要求和实测风场条件 ,确定出火箭发射角并及时预示飞行弹道。与传统射表相比 ,软件射表具有更高的风修计算精度及通用性 ,并省去了繁杂的射表编制工作 相似文献
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为对某次失败的火箭发射过程进行故障分析,本文对可能的故障情况进行了数值仿真研究.根据飞行过程的故障现象及箭载测量数据分析了可能的故障原因,并根据燃气发生器的特点对该燃烧室内雾化、燃烧过程进行了数学建模和数值仿真.根据可能的故障情况进行了逐一的数值仿真和结果分析,并与有限的箭载数据进行了对比.结果表明:采用该数学模型能够很好地对火箭发射过程中的故障进行再现;该型号的燃气发生器存在一定的设计缺陷,需要进行设计优化;扰流环倾斜是此次飞行最有可能的故障情况. 相似文献
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This paper develops a modular modeling and efficient formulation of launch dynamics with marching fire (LDMF) using a mixed formulation of the transfer matrix method for multibody systems (MSTMM) and Newton-Euler formulation. Taking a ground-borne multiple launch rocket systems (MLRS), the focus is on the launching subsystem comprising the rocket, flexible tube, and tube tail. The launching subsystem is treated as a coupled rigid-flexible multibody system, where the rocket and tube tail are treated as rigid bodies while the flexible tube as a beam with large motion. Firstly, the tube and tube tail can be elegantly handled by the MSTMM, a computationally efficient order-N formulation. Then, the equation of motion of the in-bore rocket with relative kinematics w.r.t. the tube using the Newton-Euler method is derived. Finally, the rocket, tube, and tube tail dynamics are coupled, yielding the equation of motion of the launching subsystem that can be regarded as a building block and further integrated with other subsystems. The deduced dynamics equation of the launching subsystem is not limited to ground-borne MLRS but also fits for tanks, self-propelled artilleries, and other air-borne and naval-borne weapons undergoing large motion. Numerical simulation results of LDMF are given and partially verified by the experiment. 相似文献
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应用冯.卡门功率谱和谐波合成法生成了考虑脉动效应的瞬时风速时程曲线;计算了发射筒各段的等效风压及等效力矩,给出了作用于发射筒迎风面的风压总值及等效力矩;最后将载荷作为输入条件,进行动力学分析,获得了风载荷作用下发射装置的动态响应。通过分析可知:由于发射装置具有刚度强、质量大的特点,风载荷作用下发射装置的速度、加速度响应均较低,因此,风载荷主要影响发射筒的倾斜程度。 相似文献
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基于描述粘弹性材料特性的Burgers模型的本构关系以及基于该本构关系下的有限元方法 ,根据温度载荷和内压载荷的特点 ,分别建立了分析某固体发动机材料性能参数对结构完整性影响的有限元模型。应用MSC/NAS TRAN结构分析软件 ,详细分析了在温度和内压载荷作用下固体发动机材料性能参数对结构完整性的影响。在温度载荷的作用下 ,主要影响结构完整性的是推进剂的泊松比与热膨胀系数 ;在内压载荷作用下 ,主要影响结构完整性的是包覆层和推进剂的泊松比以及推进剂的初始模量。所得的结论可为固体发动机的生产设计提供参考 相似文献
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远程火箭弹滑翔增程技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
基于火箭弹滑翔增程技术中采用的控制导弹法向过载和保持升阻比最优的2种滑翔控制方案,建立了滑翔弹道模型,分析了2种不同控制方案的约束条件,并进行了全弹道仿真,计算了不同下滑点对弹道增程的影响,为增程弹道控制方案的选择提供了依据. 相似文献