空投装备缓冲气囊匹配设计与仿真计算研究

目的解决缓冲气囊的研制周期长、成本高而设计效果却不够理想的问题。方法针对这个问题,对缓冲气囊的着陆缓冲过程进行解析建模,然后通过参数的无量纲化,将缓冲气囊的解析计算模型转化成无量纲动力学模型。借助缓冲气囊参数匹配图,根据试验需求对气囊缓冲系统进行匹配设计,然后采用有限元方法对气囊缓冲系统进行建模分析。结果搭建了气囊跌落缓冲试验系统,进行了气囊跌落缓冲试验,通过试验验证了参数匹配方法的有效性,并利用试验数据对有限元仿真计算结果进行了验证,配重平台最大加速度和气囊最大压强的误差分别为1.6%和3.1%。结论有限元仿真的精度可以满足分析要求,基本反映了实际的气囊缓冲特性。     

冲击载荷作用下某型气囊缓冲性能影响研究

目的 研究冲击载荷作用下排气孔面积及初始缓冲时刻对某型气囊缓冲性能的影响.方法 采用MIMICS软件,并结合LS-Prepost软件,建立髋骨-气囊-地面有限元模型,利用LS-DYNA软件对气囊的缓冲过程进行仿真计算,得到缓冲过程中该模型的动力学响应结果.通过分析髋骨模型受力及气囊状态的变化,探讨排气孔面积及初始接触时...     

气囊回收系统的着陆适应性仿真分析

目的提出一种气囊着陆缓冲等效分析方法,将有限元仿真和理论分析相结合,借助理论分析的优点实现对气囊回收系统着陆缓冲冲击性能快速评估的目的。方法首先建立气囊有限元模型,通过有限元分析获得载荷-压缩量曲线,根据曲线拟合出接触载荷与气囊压缩量的关系式。同时,利用高斯函数模拟斜坡,考虑一质量块和气囊以一定初速度竖直向下撞击到该坡面上,只考虑坡度大小和表面粗糙度对气囊冲击载荷的影响。最后,利用中心差分法计算出质量块的位移、速度以及加速度。结果在撞击点的坡度为0°,20.27°和31.24°时,得到理论的水平方向和竖直方向上的最大过载,与仿真输出的结果进行对照,在误差允许的范围内,理论与仿真结果一致。分析比较不同撞击点的坡度下水平和竖直方向最大过载以及气囊离开地面时的角速度。当撞击点坡度为0°时,水平方向最大过载为0,随着撞击点坡度增大,水平方向的最大过载逐渐增大;竖直方向最大过载的值最大,为224.5 m/s2,随着撞击点坡度增大,竖直方向的最大过载逐渐减小。当撞击点坡度为0°时,角速度为0,气囊离开地面时的角速度逐渐增大,其增幅在0°到20°之间较大。结论气囊着陆缓冲等效分析方法计算得到的结果与仿真得到的结果相一致,验证了该理论计算方法的有效性,因此可以利用该方法对缓冲气囊的冲击性能进行快速评估。     

特种方舱铁路运输异常调车纵向冲击试验研究

目的 针对特种方舱铁路运输,明确异常调车纵向冲击试验方法,并掌握异常纵向冲击安全性边界.方法 首先开展"一车冲一车"、"一车冲三车"铁路冲击对比试验,获得2种工况下的冲击特性数据.然后,基于冲击试验获得的缓冲器性能,建立特种方舱铁路运输调车作业动力学模型,研究冲击模式下不同冲击速度的纵向冲击特性.结果 试验工况1(冲击速度为8 km/h,"一车冲一车")下,车钩力不大于1200 kN,特种方舱内的包装箱固定状态良好.试验工况2(冲击速度为15 km/h,"一车冲三车")下,连挂碰撞界面处的缓冲器完全压缩,铁路车辆前从板出现破坏,特种方舱门端角件发生局部塑性变形,包装箱后限位结构出现变形.基于动力学模型的仿真结果表明,"一车冲一车"工况下,MT-2缓冲器与车体能承受的极限冲击速度约为10 km/h.工况2受试车(特种方舱的装载车)前端车钩力约为2132 kN,接近MT-2缓冲器的最大作用力.结论 开展特种方舱铁路运输调车异常冲击试验,"一车冲一车"模式是更为合适的试验方法.连接车钩是整个特种方舱安全铁路运输系统的最薄弱环节,调车作业安全性边界冲击速度约为10 km/h.     

非对称双轨火箭橇动力学建模与仿真研究

目的 以高速非对称双轨火箭橇系统为研究对象,建立包含橇-轨相互作用的相关动力学模型,开展全轨范围内的动态特性数值模拟研究。方法 在明确火箭橇的组成和动力学过程基础上,对非对称双轨火箭橇进行受力分析,推导和建立非对称火箭橇-轨道耦合动力学模型,并对火箭橇进行自由模态分析。分析获得火箭橇气动力时程曲线、考虑火箭发动机质量损失的附加质量时程曲线,同时重构了轨道不平顺模型作为轨道激励。在此基础上,采用动力学软件分析火箭橇系统的动态特性。结果及结论 产品橇模态高于第二级推力橇,第二级推力橇模态高于火箭橇整体模态。火箭橇加速度随运行速度的增加而增大,竖向加速度大于横向加速度,火箭橇高速运行过程时的危险部位位于侧边翼上,有折断的风险。火箭橇竖向滑靴之间存在相位差,火箭橇竖向做俯仰运动,横向为往复摆动,竖向动力响应约为横向的1~2倍。     

强冲击荷载作用下加无粘结预应力筋格栅坝动力响应分析

泥石流拦挡坝主要以增加自身刚度来提高其拦挡能力,但对于巨石块的碰撞,坝体刚度越大,其受冲击力也越大,相应的坝体结构破坏也越大。创新性地将无粘结预应力筋设置在普通格栅坝中,利用ABAQUS软件对普通格栅坝和加无粘结预应力筋格栅坝在相同冲击条件下(以10m/s的冲击速度)坝体被撞后动能的变化、加速度响应值、位移值和Von-mises应力进行了有限元数值模拟计算与对比分析。结果表明:加无粘结预应力筋格栅坝比普通格栅坝能吸收更多的冲击能量,冲击方向的加速度响应值更小,具有更好的抗冲击性能。     

航天器火工冲击载荷减缓设计及验证

目的研究航天器火工冲击缓冲方案,降低火工冲击对航天器上设备的影响。方法根据火工冲击环境防护设计原则设计3种系统级缓冲方案,由NASTRAN软件进行响应预示,用星箭分离局部结构解锁分离试验数据进行验证及模型修正。结果在星箭连接界面增加间断面的加速度响应最大衰减量为62%,增加复杂构型结构的加速度响应最大衰减量为82%,采用冲击隔离的加速度响应最大衰减量为60%。结论在星箭连接界面增加间断面、复杂构型结构或减小星箭界面接触面积均有一定的缓冲效果,系统缓冲设计时应综合考虑质量、结构连接刚度、缓冲效果、卫星状态、运载火箭状态约束等条件。冲击响应预示计算结果与试验结果基本吻合(在±6 d B内),表明这种预示方法能够较准确预示某卫星结构火工冲击响应。     

运动环境下FEM-SPH耦合方法钢弹-钢板冲击响应研究

目的研究钢弹冲击钢板的动力学响应。方法采用ABAQUS/Explicit显式有限元分析软件,基于SPH-FEM耦合方法和常规FEM方法对钢弹冲击钢板进行数值模拟,对比两种方法得到的结果。结果用这两种方法模拟得到的钢板Mises应力分布、钢弹速度随时间变化规律及剩余速度基本一致。结论 SPH-FEM耦合方法用于模拟钢板冲击失效过程是可行的。     

崩塌落石冲击荷载作用下埋地管道的安全评价

野外调查人员在进行崩塌落石灾害的风险分析和评价时,由于没有科学的判别依据,往往只能根据以往经验主观加以判断。本文在前人研究成果和野外调查资料分析的基础上,探讨了崩塌落石冲击力的计算方法,并运用LS-DYNA显式动力学分析软件建立了崩塌落石冲击荷载作用下埋地管道的三维有限元模型,进行了数值模拟,研究了某些因素对埋地管道安全的影响规律,得出一些具有实用性的曲线或公式,可供评价实际问题时查询应用,以为埋地管道的安全运营及崩塌落石的防护设计提供决策依据。     

舰载飞机弹射动力学仿真与试验验证

目的获取舰载飞机弹射过程中冲击动载荷在结构上的响应规律,以及前起落架和与其连接的机体主传力结构的动响应特性。方法基于多体系统动力学理论,建立描述舰载机弹射过程的刚柔耦合多体系统动力学模型,对弹射过程进行仿真分析。同时开展地面模拟弹射冲击试验,通过仿真和试验对照,重点研究牵制载荷突卸瞬间结构的动态响应规律。结果仿真和试验得到结构传力路径各点的加速度和应力响应数据,试验测得机体结构加速度峰值达到255g,而同位置的应力峰值为85 MPa,仿真和试验数据的趋势一致。结论牵制载荷突卸形成的冲击动响应峰值沿着结构传力路径衰减。航向加速度和应力响应峰值随着牵制释放载荷的增加而增加。虽然瞬态加速度峰值达到较高水平,但是瞬态作用机体结构的应力峰值不高,不足以造成结构失效。结构设计应重点关注弹射冲击响应峰值和振动疲劳的影响。     

基于PAM-CRASH的飞机着舰拦阻系统动力学仿真分析

目的研究拦阻和着舰过程中拦阻钩的动态响应,为拦阻钩的多冲动力学分析提供依据。方法运用PAM-CRASH软件建立着舰拦阻冲击动力学的有限元模型,将整个过程分解为着舰和拦阻两个不同的阶段,考虑柔性体的建模方法。结果通过仿真分析,得到拦阻着舰过程中响应最大的位置,得到绳索拦阻的最大载荷。结论针对飞机拦阻钩结构动力学模型,就其啮合过程进行了动力学仿真,考虑飞机的航向及下沉速度综合作用下拦阻绳索的动态响应,探索了柔性拦阻绳索结构的动力学模拟方式。     

旋转尾翼火箭测试平台平衡滚速分析与弹道设计

目的分析旋转尾翼对火箭测试平台平衡滚速的影响,基于旋转尾翼式火箭测试平台开展飞行弹道设计。方法以旋转尾翼火箭测试平台为例,分析旋转尾翼、箭体和滚动轴承间的受力,建立旋转尾翼火箭测试平台箭体和尾翼滚转通道动力学模型,分析旋转尾翼不对称性、不同摩擦力系数时旋转尾翼对平台箭体平衡滚速的影响关系,并以倾斜有轨发射旋转尾翼火箭测试平台为例,开展弹道设计与仿真。结果采用旋转尾翼设计,当滚转等效舵偏较大时,能够降低固定尾翼平台平衡滚转。随着滚转等效舵偏的增加,箭体的平衡滚速不会持续增加,箭体的平衡滚转速度将稳定在4.4 rad/s左右。旋转尾翼轴承摩擦力系数显著影响旋转尾翼对箭体平衡滚速的抑制作用。经过弹道设计仿真,箭体的平衡滚速为4.01rad/s,满足试验载荷对转速的需求。结论旋转尾翼能够有效抑制箭体的平衡滚速,基准弹道设计满足飞行试验要求。     

着陆气囊的缓冲机理与技术分析

对着陆气囊缓冲的作用机理和缓冲技术进行了对比分析,并且按照对着陆气囊的排气控制的形式、气囊集气方式以及2种方式相结合的形式对着陆缓冲气囊进行了分类;对当前国内外主要的着陆气囊进行了总结,并对其相应的着陆缓冲技术进行了分析;对着陆气囊缓冲技术的发展现状进行了分析总结,并提出了着陆气囊缓冲技术的发展趋势.     

精确空投缓冲气囊材料研究

介绍了精确空投着陆缓冲的作用原理以及对气囊材料的要求,分析了聚酰胺、聚酯纤维2种气囊织物材料和氯丁橡胶、硅酮2种涂层材料的结构性能及发展,总结了当前主要的新材料技术,提出了着陆缓冲气囊材料的发展趋势.     

高速球形弹丸对飞机油箱结构的毁伤效应影响

目的研究高速球形弹丸对飞机油箱结构的毁伤效应。方法基于LS-DYNA有限元分析软件和光滑粒子流体动力学理论,建立弹丸高速冲击充液油箱的动力学分析模型,分析不同弹丸冲击速度、不同充液比例情况下油箱结构的动态冲击响应和毁伤机理。结果充液比例对弹丸的速度衰减变化几乎没有影响;弹丸速度和充液比例均对油箱结构的动态冲击响应有较大影响。随着弹丸速度的增加,油箱前后壁板的变形量逐渐增加;随着充液比例的增加,油箱结构的变形量逐渐增大,破坏也更严重,且部分充液箱体的变形明显小于完全充液的情况。结论充液比例越大、弹丸速度越高,油箱毁伤程度越大。