针对未来大运载火箭的缩比模型动特性仿真研究
运载火箭控制系统模拟仿真研究
运载火箭控制系统模拟仿真研究运载火箭是探索太空的重要工具，其安全性和可靠性对于载荷物的成功发射至关重要。
控制系统作为运载火箭的核心部分，承担着关键的任务，负责控制火箭的航向、姿态和飞行轨迹等参数。
为了提高运载火箭控制系统的稳定性和精确性，模拟仿真研究成为了必要的手段。
本文将介绍运载火箭控制系统模拟仿真研究的相关内容。
1. 研究背景在过去的几十年里，运载火箭的发展取得了巨大的进步。
然而，由于环境、重力、大气层等因素的影响，火箭在发射过程中会面临各种不稳定因素和干扰。
因此，对火箭控制系统进行模拟仿真研究显得尤为重要。
通过仿真研究，可以提前发现和解决潜在问题，保证火箭的安全性和可靠性。
2. 模拟仿真方法2.1 数学建模在进行运载火箭控制系统的仿真研究时，首先需要进行数学建模。
运用力学和控制理论，将火箭的运动方程和控制算法转化为数学模型，建立起火箭控制系统的数学描述。
通过考虑各种外界干扰和控制输入，可以准确地描述火箭的运动轨迹和姿态控制。
2.2 软件仿真工具为了实现运载火箭控制系统的模拟仿真，需要借助专门的软件仿真工具。
常用的仿真软件包括MATLAB、Simulink等。
这些软件工具可以有效地模拟复杂的动态系统，并对控制算法进行验证和优化。
通过调整仿真参数和输入信号，可以模拟不同工况下的火箭运行状态，进而得到全面的仿真结果。
3. 模拟仿真研究的应用3.1 效能评估通过模拟仿真研究，可以对运载火箭控制系统的效能进行评估。
通过分析火箭的姿态和运动轨迹等参数，可以评估控制系统在不同工况下的性能表现。
这有助于发现潜在问题，并对控制系统进行改进和优化，提高火箭的飞行稳定性和精确度。
3.2 异常响应分析模拟仿真研究还可以用于对运载火箭控制系统的异常响应进行分析。
通过引入异常情况，如电力故障、传感器故障等，可以模拟控制系统在不同故障情况下的响应能力。
通过分析火箭姿态和轨迹的变化，可以评估控制系统对异常情况的识别和应对能力。
通用技术考试操作题
通用技术考试操作题1.从模拟信号到数字信号，从单一的语言数字通信到多媒体手机的出现，通讯工具的发展经历了一个突飞猛进的过程。
这体现了技术的（） [单选题] *创新性(正确答案)目的性综合性实用性2．小明同学将人体传感器与 LED 灯组合，实现了有人移动时灯自动点亮，无人移动时灯自动熄灭的功能。
他通过知识产权局官方网站检索发现有很多类似产品的专利，但是结构与外观上与自己设计的均不同。
小明同学可以 [单选题] *A．申请实用新型专利B．申请发明专利C．申请外观设计专利(正确答案)D．不可以申请专利3．鸟巢的设计理念先进，表达创意突出，但其建造技术难度非常大。
某集团突破了很多技术难关，成功建设完成该项目工程。
这说明 [单选题] *A．设计应充分考虑现实技术B．设计促进了技术的发展(正确答案)C．技术限制了设计D．技术促进了设计创新4．新能源汽车大都采用纯电力或油电混合驱动，节省能源，减少汽车尾气排放，保护环境。
这主要体现设计的原则是 [单选题] *A．技术规范B．美观C．安全D．可持续发展(正确答案)5．餐饮企业及家庭燃气泄漏会造成重大安全事故。
小明阅读了大量相关报道后，准备设计一个燃气自动检测报警装置解决这个问题。
小明发现问题的途径是 [单选题] *A．观察日常生活B．技术试验和技术研究C．理论猜想和科学实验D．收集和分析信息(正确答案)6. 小明要设计一款护眼台灯。
在确定问题价值时，他查阅了大量资料，发现已有很多种类的护眼台灯，相关技术也很成熟，因此他确定该问题的研究价值不高。
小明判断依据是 [单选题] *A．问题缺乏科学性B．问题已得到解决(正确答案)C．现有的技术条件不能解决该问题D．问题无普遍意义7. 某品牌的智能手环可以记录使用者每天进食的热量以及各项运动消耗的热量。
依据这些信息，使用者可以合理安排饮食及运动。
从人机关系角度分析，这样设计主要考虑 [单选题] *A．人体静态尺寸和动态尺寸B．人的生理需求和心理需求C．普通人群和特殊人群D．信息交互(正确答案)8. 火箭能够将卫星送入预定轨道得益于发射前进行的气动性能试验。
缩比模型遥控飞行验证技术的研究及展望_张炜
第2卷第1期2011年2月航空工程进展A DV A N CES IN A ERON A U T ICA L SCIEN CE A N D EN GIN EERIN G Vo l 2N o 1Feb 2011收稿日期:2010 09 14; 修回日期:2010 12 11通信作者:张炜,w eizhangxian@nw 文章编号:1674 8190(2011)01 043 05缩比模型遥控飞行验证技术的研究及展望张炜,郭庆,张怡哲(西北工业大学航空学院,西安 710072)摘 要:缩比模型遥控飞行验证是飞行试验技术的重要组成部分,本文研究了国内外相关技术发展状况和未来需求,初步分析了需要解决的关键技术,简要介绍了自身团队相关工作进展,并对于该项技术与多学科发展的关系进行了概括。
研究表明:缩比模型遥控飞行验证技术是未来飞行器设计研发中的一项重要技术验证途径,在新概念飞机布局设计及飞机新技术应用等方面具有指导作用。
关键词:缩比飞机模型;遥控飞行验证;相似准则;多学科应用中图分类号:V 217+.1 文献标识码:AStudy and Evolvement on Flight Test Technique of RemotelyPiloted Subscale ModelZhang Wei,Guo Qing,Zhang Yizhe(Scho ol o f A eronautics,N or thwestern Po ly technical U niversity,Xi an 710072,China)Abstract:Subscale mo del flig ht test technique is an import ant par t o f flig ht test t echnolog y,guiding many as pects of research and dev elo pment fo r mo der n air cr aft design as effectively technique approaches,such as new concept air craft layo ut ,contro l system application,pro pulsio n mechanism,and so o n.In this paper the key po ints o f flight test system ut ilized in dy namically sca led vehicles that enable the a pplicat ion o f subscale flight test results to full scale vehicles are described,and then,the g roup research w orks in the Inno vation Centr e of A eronautical Science &T echno lo gy of N WP U are intr oduced.T he conclusion indicates that the Remotely Sub scale M odel Flig ht T est is an adv anced technique w hich suppor ts the go als o f efficient,low co st and safety fo r experimental flight r esear ch.Key words:subscale model;remotely piloted flight research;co mpar ability law;multi discipline application0 引言飞行试验对航空技术和航空武器装备的发展有着举足轻重的影响,任何一项新技术、新设备都要经过试飞验证才能投入使用。
航天用大展收比豆荚结构变形规律模型及其仿真验证
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研究.
设计一种简单 可 靠 的 计 算 方 法,根 据 豆 荚 结
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时间与成本.本 文 在 已 有 研 究 的 基 础 上,结 合 几
何分析的方法 [１２Ｇ１４]对豆荚结构的压缩过程进行力
学解析,得到压缩 力 随 压 缩 行 程 变 化 规 律 的 计 算
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飞行器动力系统的动态建模与仿真
飞行器动力系统的动态建模与仿真在现代航空航天领域，飞行器动力系统的性能和可靠性至关重要。
为了更好地设计、优化和预测飞行器动力系统的工作特性，动态建模与仿真是一种不可或缺的工具。
飞行器动力系统是一个复杂的多学科交叉领域，涵盖了热力学、流体力学、燃烧学、机械工程等多个学科的知识。
其主要组成部分包括发动机、燃料供应系统、进气系统、排气系统等。
发动机作为核心部件，又可以分为多种类型，如喷气式发动机、涡轮螺旋桨发动机、火箭发动机等，每种类型都有其独特的工作原理和性能特点。
动态建模是对飞行器动力系统的物理过程和行为进行数学描述的过程。
通过建立精确的数学模型，可以捕捉到系统中各种参数之间的关系，以及它们随时间的变化规律。
例如，对于喷气式发动机，建模需要考虑空气的吸入、压缩、燃烧、膨胀和排出等过程。
在建模过程中，需要运用各种数学方法和理论，如微分方程、偏微分方程、数值分析等。
在建立模型时，首先要对系统进行合理的简化和假设。
这是因为实际的飞行器动力系统非常复杂，如果不进行简化，建模将变得极其困难甚至无法实现。
然而，简化也需要谨慎进行，以确保模型能够准确反映系统的主要特性和关键行为。
例如，在建模燃烧过程时，可以假设燃烧是均匀的、完全的，但同时需要考虑实际中可能存在的燃烧不完全、火焰传播速度等因素的影响。
模型的参数确定是建模过程中的一个关键环节。
这些参数通常包括物理常数、几何尺寸、材料特性等。
获取参数的方法有多种，如实验测量、理论计算、参考已有文献和数据等。
实验测量可以提供最直接和准确的参数值，但往往受到实验条件和设备的限制。
理论计算则基于物理定律和数学公式，可以在一定程度上预测参数值，但计算过程可能较为复杂。
参考已有文献和数据可以节省时间和成本，但需要对数据的可靠性和适用性进行评估。
建立好模型后，接下来就是进行仿真。
仿真就是利用计算机软件对建立的模型进行数值求解，以得到系统在不同工况下的性能参数和输出结果。
仿真软件通常包括专业的航空航天仿真工具，如MATLAB/Simulink、ANSYS Fluent 等。
长征2F运载火箭(7米)仿真模型技术方案
长征2F运载火箭仿真模型技术方案
图片介绍：
主外形尺寸图：
长征2F运载火箭介绍：
长征二号F运载火箭(CZ-2F)是在长征二号捆绑运载火箭的基础上，按照发射载人飞船的要求，以提高可靠性确保安全性为目标研制的运载火箭。
火箭由四个液体助推器、芯一级火箭、芯二级火箭、整流罩和逃逸塔组成，是目前我国所有运载火箭中起飞质量最大、长度最长的火箭。
性能参数：
全长58.34m
火箭芯级直径为3.35m
整流罩最大直径3.8m
模型尺寸：长7m
结构及吊装
火箭模型分火箭主体、助推器、整流罩、逃逸塔等部分制作。
主体全金属制作，小部件用工程塑料加工。
火箭所有金属件均经过2~3遍防腐喷涂处理，面漆及图案喷涂仿照真实火箭喷涂，做到高度仿真。
火箭发射过程仿真与优化设计
火箭发射过程仿真与优化设计火箭发射是现代航天技术领域的核心环节之一，对于确保火箭安全和高效地进入预定轨道具有重要意义。
而火箭发射过程的仿真与优化设计则是在保证安全的前提下，提高火箭发射过程的效率和成功率。
首先，火箭发射过程的仿真是基于物理模型和计算模型的模拟实验，通过计算机技术对火箭的发射过程进行模拟，能够帮助工程师预测并分析火箭发射中的各项参数和变量。
仿真可以帮助优化设计火箭的发射方案，提前发现潜在问题，并进行改进，从而降低发射风险和成本。
首先，仿真模型通常包括火箭的结构、动力系统、控制系统以及气象等环境因素。
为了准确地模拟火箭的发射过程，必须考虑到各项因素对发射过程的影响。
例如，火箭的结构参数包括质量、重心、气动力等，这些参数对火箭的飞行性能和稳定性有着重要的影响。
而火箭的动力系统则包括发动机、燃料、氧化剂等，其设计和参数选择对火箭的推力、燃烧时间和速度等关键指标有着直接影响。
其次，仿真过程基于计算模型，通过建立数学模型和运用相关的物理理论，将火箭发射过程抽象成适合计算机计算的数学问题。
这些数学模型可以包括力学、流体力学、热力学等方面的方程式。
根据模型和方程式，可以通过对火箭发射过程的关键参数进行计算和模拟，如速度、加速度、推力、燃料消耗等。
利用仿真模型，工程师可以预测并分析火箭发射过程中的各项关键参数，例如火箭的高度、速度、加速度，以及推力随时间的变化等。
通过仿真模拟，可以发现潜在的问题，如控制系统的不稳定性、结构的不合理设计等，并及时进行优化和改进。
除了火箭发射过程的仿真，优化设计也是确保火箭发射成功的关键环节之一。
通过优化设计，可以最大程度地提高火箭的飞行性能、降低能源消耗、增加有效载荷等。
以下是一些常见的优化设计方法：1. 结构优化：通过对火箭结构的优化设计，可以提高其抗震性能、减轻重量、提高材料的使用效率等。
在结构优化中，工程师可以运用有限元分析等工具，来预测和分析火箭在发射过程中所承受的力学和热力学负荷，从而确定合适的结构参数。
无人缩比模型试飞应用及标准研究
风险小等特点 。世界各国普遍利用无人机缩比模型 试飞研究、解决飞机研制过程中的高新技术难题。下 文介绍近年来典型的无人缩比模型试飞项目。 2.1.1 FASER
美国利用无 人机 缩比验 证 技 术开展 宇 航 技 术 研 究 最 为普 遍，规 模 大，覆 盖面广，技 术先 进。美国 NASA兰利研究中心使用缩比模型机进行飞行研究已 经有很长的历史。由于试飞经费的减少，他们被迫寻 求建 立低 成 本、风 险可接 受的缩比 模 型 试飞 研 究体 系和 方 法。从 系统 集 成 成 本 考虑，归纳起 来有两 种
图2 Air STAR系统概念图
Air STAR的无人缩比模型机的相关参数按几何 和重量（翼载）进行相似性设计。机上配置设备 包 括 微 型 惯 性 导 航 系 统，输出三 轴 线 性 加 速 度、角速 度、姿 态 估 计 和 G P S 速 度 /坐标 等 参 数。还 有 类似的 微 型惯性 测 量 设备，可以测 量 多 余度 和 低 延 迟的三 轴 线 性 加 速 度 和 角速 度。空 速管 安 装 在 翼尖，用于 测量攻角、侧滑角、动压和静压，通过静压和环境温 度 测 量 计 算空气密度 及飞 行高度；动压 用于 计 算 校 准 空 速，通 过 动力控制 单元可以得 到 发 动 机 转 速。 在 所 有 控 制 面 旋 转 轴 上安 装电位 计 进 行 舵 偏 角 测 量，所 有座 舱 输 入参 数（驾 驶 杆、蹬 舵、油门等）均 可以进 行 记录。飞 行 和 模 拟软件的开发在 M AT L A B / S I M U L I N K 环 境下进 行。地面控制站可进 行 数 据 实 时发 送和事后处 理，支 持H I T L 格式仿真来模拟座 舱 外 部的主 要 环 境 要素，空中地面 间的 数 据 传 输 和 通 信使用遥感系统实现。模拟全尺寸飞机在控制混乱 或恶劣飞行条件下的飞行特性是Air STAR的基本研 究目标，以消除有人驾驶试飞的风险。在模型设计过 程中充分 考虑 缩比 实 验 的 相 似律 要求，也 就 是常 说 的“动力学相似”，包括几何、质量、时间及空气动力 学 等相似参 数，实验 结果显 示 该 系统 有 效性 适 用于
固体火箭发动机缩比技术的应用与研究
固体火箭发动机缩比技术的应用与研究论文题目：固体火箭发动机缩比技术及其应用摘要：本文分析了当前固体火箭发动机缩比技术的研究进展，介绍了其原理和基本性能，讨论了可供选择的缩比技术，并概述了在火箭发动机应用中的研究成果。
这些发动机在涵盖距离、速度、升力等参数中发挥着重要作用。
最后，对固体火箭发动机缩比技术的未来发展提出了建议。
关键词：固体火箭发动机；缩比技术；发动机应用；研究成果固体火箭发动机缩比技术就是将发动机推进器的推力矢量（即方向）和推力量大小调整到需要的程度，以达到满足飞行任务的目的。
缩比技术可以用来调整推力的大小，以获得更好的工作性能，实现更准确的控制和比例关系。
因此，缩比技术可用于改善火箭发动机的使用性能和节油性能。
固体火箭发动机缩比技术可用于多种航天和航空应用，如运载火箭、卫星发射、特种飞行器、无人机等。
例如，它可以用于调整运载火箭的助推性能，以提高运载火箭的机动性能和发射效率，并减少其耗气量。
另外，它也可以用于调整二级发动机的助推性能，以更好地控制其助推的方向和幅度，以保证准确的运行精度。
此外，固体火箭发动机缩比技术还可以用于无人机的悬停巡逻和精准的投放作业，以提高任务的完成效率。
固体火箭发动机缩比技术有着多各应用前景，但也参杂着一定的挑战，主要是由于系统不稳定和发动机性能变化等原因。
因此，科学家们需要进一步完善缩比技术的控制理论和校准技术，以满足不同应用场景的要求，并开展相关的实验研究，以提高固体火箭发动机缩比技术的可靠性和精确性。
固体火箭发动机缩比技术研发也会遇到一定难度，以防止发动机过热、爆炸或失效。
首先，随着缩比比例增加，剧烈的扭矩变化可能会引起发动机结构损坏；其次，不同类型的火箭发动机比例的缩比技术也有所不同，而且运行环境的温度变化和重力加速度变化也会对控制精度产生影响；最后，缩比技术可能会有一定的风险，因此在解决技术方面也需要采取科学和安全的措施。
在现有火箭发动机缩比技术进一步完善之前，研究人员可以采取一些具体措施来缩小实现发动机缩比技术的间隔。
运载火箭动力系统、遥测系统数值仿真的开题报告
运载火箭动力系统、遥测系统数值仿真的开题报告**1. 选题背景**宇航发射任务是现代世界科技的一项重要领域，成功的发射任务不仅需要先进的技术和设备，还需要精确的计算和仿真。
火箭的动力系统和遥测系统是发射任务中极为重要的部分，其性能和精度直接影响运载火箭的稳定性和发射成功率。
数值仿真可以通过计算机模拟运载火箭发射任务的各个环节，优化运载火箭的设计和技术，提高其发射成功率，成效显著且具有实际应用价值。
**2. 选题意义**本文选取运载火箭动力系统和遥测系统为研究对象，通过利用数学方法和计算机技术建立运载火箭动力系统和遥测系统的数值模型，并进行仿真分析，研究其性能和精度，提高运载火箭的可靠性和发射成功率。
运载火箭的动力系统和遥测系统在发射过程中扮演着重要的角色。
动力系统的性能直接影响着火箭的加速度和速度，对于火箭的发射稳定性和轨道精准度都有着重要的影响。
遥测系统可以实时获取火箭在发射过程中的状态参数，对于运载任务作出全程监控和调整，提高了卫星发射的成功率。
因此，对运载火箭动力系统和遥测系统的性能分析和优化，是提高运载火箭发射成功率的关键环节。
数值仿真可以通过在计算机上建立运载火箭动力系统和遥测系统的数值模型，提供各种操作条件下的模拟实验，对运载火箭的设计和技术进行优化和改善，可以在火箭实际发射前直观地了解火箭运行的情况，对于改善设计和技术有重要的意义。
**3. 研究内容和方法**通过运载火箭动力系统和遥测系统的原理，建立数值模型，采用数学手段和计算机技术进行数值分析和仿真。
本文研究内容主要包括以下三个方面：（1）运载火箭动力系统的数值仿真研究。
建立运载火箭动力系统的数学模型，通过对火箭发射时的各种操作条件分析，计算得出火箭的加速度、速度、高度等参数，进而对运载火箭的设计和技术进行评估和优化。
（2）运载火箭遥测系统的数值仿真研究。
建立运载火箭遥测系统的数学模型，利用数值仿真技术对系统的性能和精度进行分析和评估，在火箭发射时实现全程监控和调整。
83 运载火箭动力学环境相似性研究
运载火箭动力学环境相似性研究范博超1，荣吉利1，程修妍1，谌相宇2(1. 北京理工大学宇航学院，北京100081; 2. 中国工程物理研究院电子工程研究所，绵阳 621900)摘要：针对运载火箭动力学环境试验过程中费用大、成本高的问题，通过量纲分析的方法进行了相似性分析，研究并获得了不同缩比模型与原模型之间内部声压场的关系，并使用b软件进行了仿真计算。
研究结果表明，virtual.lβ2ββab仿真结果与量纲分析的结果一致，即当缩比比例为时，在倍声功率下，1β倍场点位置处频率为倍时所产生的峰值压力与原模型一致。
因此，可以使用不同缩比比例的模型来代替原模型进行实验。
该研究为使用缩比准则进行运载火箭动力学环境试验提供了理论依据，具有一定的工程意义。
关键词：运载火箭；动力学环境；相似性；缩比准则；量纲分析1.引言运载火箭及航天器在发射过程中要经受复杂和严酷的力学环境，其诱因主要源于两条途径：一条是通过发动机喷流噪声和整流罩内的噪声环境直接作用在结构表面；另一条则通过星箭对接而传递的振动环境、整流罩外喷流噪声和气动噪声通过结构传递的高频随机振动环境等。
在航天工程实践中，由于对力学环境重视不足，认识不全面曾多次造成结构失效，甚至导致整个任务失败，发生灾难性的事故。
Lighthill根据对亚声速射流提出喷流产生噪声的理论，噪声与速度的八次方成正比。
火箭是超声速射流，火箭发动机的噪声功率等于全部发动机功率的理论已经不能适用。
声的非线性传播在数学上处理困难较大，因此国外发展了缩比模拟试验技术进行喷流噪声环境的预示。
50年代末美国采用缩比模型试验方法对雷神中程飞行器、大力神地下井、大力神ⅢC、航天飞机等进行了发射时的噪声环境预示，天地一致性在2 dB以内[1-3]。
NASA将缩比模型噪声试验方法用于AresI、SLS(space LaunchSystem)等新型号的研制，目的是验证预示的起飞噪声环境、喷水降噪系统减缓效果评估、发射台设计等。
航天器动力学建模与控制研究
航天器动力学建模与控制研究航天器的动力学建模与控制研究是航天工程领域的重要研究方向之一、航天器的动力学建模与控制研究的目的是通过数学模型描述航天器的运动规律，并设计控制策略来使航天器达到预期的运动目标。
在航天器的动力学建模方面，首先需要建立航天器的数学模型。
航天器的数学模型可以分为刚体动力学模型和柔性体动力学模型两类。
刚体动力学模型假设航天器为刚体，不考虑航天器的弹性变形；柔性体动力学模型考虑航天器的弹性变形，通过振态方程描述柔性体的振动状态。
建立航天器的数学模型需要考虑航天器的质量、惯性矩阵、力矩、外部扰动等因素，并采用动力学方程来描述航天器的运动。
在航天器的控制研究方面，首先需要确定所要控制的动态性能指标，如航天器的稳定性、精度、鲁棒性等。
然后，根据航天器的数学模型和控制性能指标，设计相应的控制策略。
常用的控制策略包括比例-积分-微分控制（PID控制）、模糊控制、自适应控制、线性二次调节器（LQR）等。
这些控制策略可以通过调节控制器的参数或者设计适当的控制算法来实现对航天器的控制。
此外，航天器的控制还需要考虑航天器与环境之间相互作用的影响。
例如，航天器在进入大气层时会受到空气阻力的影响，这会导致航天器的轨道变化。
因此，控制航天器的运动还需要考虑环境因素，并设计相应的控制策略来补偿或抵消环境因素的影响。
航天器的动力学建模与控制研究涉及到多学科的知识，包括力学、控制理论、动力学等。
近年来，随着计算机技术和数值模拟方法的不断发展，航天器的动力学建模与控制研究也取得了很大的进展。
越来越多的研究者利用数值模拟方法对航天器的动力学特性进行分析和优化，并设计出更加精确和高效的控制策略。
总之，航天器的动力学建模与控制研究是航天工程中的重要内容，通过数学模型和控制策略的设计，可以实现对航天器运动的精确控制，提高航天器的运行稳定性和控制精度。
随着人类对航天事业的不断追求与发展，航天器的动力学建模与控制研究将会在未来得到更加广泛的应用和深入的研究。
东风一号仿真模型火箭
东风一号仿真模型火箭东风一号模型火箭是按我国第一枚导弹的外形缩小比例制作而成。
飞行性能良好，是中小学生科普活动的理想器材。
关于火箭制作方法，器材使用在套材说明书中已有详细说明，不再重复。
下面根据多年来制作中碰到的问题作一些改进。
（一）降落伞：为了增长留空时，达到理想效果，允许加长伞的直径，但要注意直径与连线长度比例1：1.5~2（学生参赛现场制作时，伞可先做好后带来）。
（二）阻燃纸：说明中是用卫生纸（棉纸）作材料，我们建议可用插花泥代替，插花泥长度2.5~3厘米。
（三）其他注意点：1、伞线要连接锥体根部橡筋上。
2、发射方向与地面保持垂直，如有风时，可向顺风方向倾斜，但要小于30度倾角。
3、橡筋与箭体连接放在内壁，要光滑、平整。
可用伤湿止痛膏粘贴。
4、东风一号火箭限用A6-3发动机。
吹塑纸杆身式橡筋动力滑翔机规则一、每位选手在90分钟时间内，按图纸要求制作二架模型，允许选手相互协助。
二、每位选手可飞三轮，每轮30秒满分，只记二轮较高成绩之和为个人总分。
二轮满分者，不再加时赛。
三、只准使用赛场提供的橡筋，严禁使用“进口”橡筋。
杆身式橡筋动力滑翔机一、制作要点：1、先制作机翼，剪好最后制作浆与机头连接和安装尾勾。
2、在2 x 4 x 250(毫米)木条上丈量准确，切成90毫米一段：作机翼压条用70毫米二段：作尾翼压条用20毫米一段：作机翼迎角用3、量出水平尾翼中线，用圆珠笔轻轻划线垂直尾翼平放在中线处，用小块胶带贴牢，翻过去再贴一块，使塑尾垂直与平尾相接牢。
4、按图纸上的方块小图，将二根70毫米木条用小皮管和机身箍紧，插入水平塑尾再套1只小皮管箍紧。
经过调整，使水平尾水平，垂直尾垂直。
5、制作机翼，按图尺寸量出机翼二边上翘处，用圆珠笔划线（可重一点）。
运载火箭动力系统的建模与测试仿真的开题报告
运载火箭动力系统的建模与测试仿真的开题报告一、研究背景与意义运载火箭（Launch vehicle）是指用于运送卫星、航天器等空间器材进入轨道的载具。
运载火箭的动力系统是其最关键的部分，直接决定着运载能力和安全性能。
因此，对运载火箭动力系统的建模与测试仿真是保障运载任务成功完成的必要手段。
传统的运载火箭动力系统的设计方法主要建立在试验数据和经验基础上，依靠试验进行调整。
但是这种方法不能满足现代航天技术快速发展的需求，因此运载火箭动力系统的建模与测试仿真变得越来越重要。
本研究旨在开展运载火箭动力系统的建模与测试仿真研究，主要包含以下内容：1. 运载火箭动力系统建模：通过数学建模的方法描述运载火箭动力系统的物理过程，从而获取运载火箭动力系统的特性参数。
2. 运载火箭动力系统测试仿真：通过电子计算机仿真技术，将运载火箭动力系统的建模结果转化为实际控制系统的参数，进行虚拟试验，评估系统的性能和可靠性。
二、研究内容和计划1. 运载火箭动力系统建模运载火箭综合系统是一个几十层次、上千种组件的大系统，包括燃料系统、动力系统、控制系统等多个子系统。
本研究重点针对运载火箭动力系统进行建模。
具体研究内容：（1）运载火箭动力系统模型：建立运载火箭动力系统的数学模型，包括燃氧系统、液氢燃料系统、涡轮泵系统、涡轮发电机系统、推进剂喷射系统和发动机系统等。
（2）系统参数分析：通过系统建模，获取运载火箭动力系统的特性参数，包括推力大小、喷射速度、动力制动力等。
2. 运载火箭动力系统测试仿真通过电子计算机仿真技术，将运载火箭动力系统建模结果转化为实际控制系统的参数，进行虚拟试验。
对运载火箭动力系统的性能和可靠性进行评估。
具体研究内容：（1）控制系统规划：根据建模结果，设计运载火箭动力系统的控制系统方案，并确定控制策略。
（2）系统仿真平台搭建：建立运载火箭动力系统控制系统仿真平台，包括硬件环境和仿真软件。
（3）安全性能评估：通过虚拟试验模拟实际控制过程，评估运载火箭动力系统的性能和可靠性，并进行安全性能评估。
高中通用技术学业水平考试模拟试卷
高中通用技术学业水平考试模拟试卷学校:___________姓名：___________班级：___________考号：___________一、选择题1．如图所示的家庭光伏发电设备，光伏组件吸收太阳光后产生直流电，逆变器将直流电转化为交流电供家庭使用，多余电量可上传至公共电网中。
下列关于该发电技术的说法中正确的是A．所发的电既可家用，又可上传电网，体现了技术的综合性B．光伏发电受天气影响，体现了技术的两面性C．光伏发电促进了绿色能源的发展，有利于对自然的保护D．家庭光伏发电设备安装后，其技术专利权归家庭所有2．专利的申请和获得要经过以下几个阶段：①初审阶段；①授权阶段；①提交申请阶段；①专利申请实质审查阶段；①专利申请公布阶段；①受理阶段。
正确的顺序是() A．①①①①①①B．①①①①①①C．①①①①①①D．①①①①①①3．以下关于实现合理人机关系说法错误的是（）A．常见的门，其高度、宽度、门把手的位置等（一般说来，门高200cm，宽70——80cm，门把手高100cm）都是以普通人群的身高、体宽以及左右手习惯等为标准设计的B．两张靠着的单人床，床间距形成的空间应可以让一个成年人自由走动、站立以及蹲下来打开抽屉，这是考虑了静态的人和动态的人C．茶座、咖啡屋的设计应以暖色调为主，将空间处理得小一些，以营造温馨、宁静的效果，这是考虑了生理需求D．液晶显示屏电话可以提供给人们视、听觉双重信息传递途径，大大地方便了用户的操作，这是考虑了信息的交互4．体温筛检是这次疫情中对可疑病例进行筛查的一个重要手段，红外热成像体温仪和传统的体温计或者耳温枪等测量设备相比，能够实现一些较远距离，在非接触的情况下对目标进行体温检测。
红外热像仪通过将人体发出的不可见红外能量转变为可见的热图像，热图像上面的不同颜色代表被测物体的不同温度。
学科网关于红外热像仪，说法错误的是（）A．非接触的测量方式，体现了技术发展人的作用B．当被测者温度超过37.3，红外热像仪会发出报警声，实现了信息交互C．红外热像仪用三角支架固定并支撑，三脚架高度可调节，主要考虑了人的静态尺寸D．红外热像仪可以同时检查仪器能照到的所有人，速度快，误差小，体现了人机关系的高效目标5．如图所示是一款便携式干衣器，便于旅行时烘干衣物。
某多管火箭发射装置结构动力学仿真与动态特性优化研究的开题报告
某多管火箭发射装置结构动力学仿真与动态特性优化研究
的开题报告
一、研究背景及意义
多管火箭发射装置是一种常见的火箭发射装置，用于同时发射多枚火箭。
在使用中，多管火箭发射装置具有结构复杂、动力学参数变化大等特点，因此需要进行系统的结构动力学仿真和动态特性优化研究。
基于此，本研究旨在探究多管火箭发射装置在发射时的结构动力学特性及其对火箭发射的影响，为大规模火箭发射提供技术支持和优化方案。
二、研究内容
1.多管火箭发射装置三维模型建立及材料力学参数确定
2.多管火箭发射装置结构动力学仿真
3.动力学特性优化与参数调整
4.发射试验验证
三、预期结果
1.建立多管火箭发射装置三维模型，并确定材料力学参数
2.模拟多管火箭发射装置在不同参数下的结构动力学特性，并分析其对火箭发射的影响
3.探索多管火箭发射装置的动力学特性优化方案，提出参数调整建议
4.进行发射试验验证，验证优化效果
四、研究方法
1.对多管火箭发射装置进行三维建模，采用有限元方法求解其动力学特性
2.通过调整多管火箭发射装置的参数，优化其动力学特性
3.利用动力学仿真软件进行仿真，验证优化效果
4.进行实际发射试验，验证仿真结果
五、研究意义
本研究可为多管火箭发射装置的设计和优化提供技术支持和理论依据，对提高发射成功率、保障人员安全具有重要实际意义。
模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案研究
模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案研究火箭发动机是现代航天事业的核心技术之一，其运行参数的仿真与优化对于提高火箭发动机性能至关重要。
本文将介绍模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案的研究。
首先，了解火箭发动机的基本运行参数是进行仿真和优化的前提。
火箭发动机的关键参数包括燃烧室压力、燃烧室温度、燃料流量、氧化剂流量等。
这些参数直接影响火箭发动机的推力、比冲等性能指标。
通过对这些参数进行仿真和优化，可以有效地提高火箭发动机的性能。
其次，进行火箭发动机运行参数的仿真。
火箭发动机的仿真是利用计算机对其运行过程进行数字化模拟。
首先，需要建立火箭发动机的数学模型，采用数值计算的方法求解模型的方程，从而得到相应的参数值。
常用的火箭发动机仿真软件包括MATLAB、ANSYS等。
通过仿真，可以得到火箭发动机在不同工况下的运行参数，如不同燃料流量、不同氧化剂流量等。
在进行火箭发动机运行参数仿真时，需要考虑多种因素。
首先，要考虑燃烧室内的燃料和氧化剂的混合比例，以及燃烧室内的温度和压力分布情况。
其次，要考虑燃烧产物在喷管内的流动情况，包括喷流速度、喷口压力等。
此外，还要考虑火箭发动机在不同高度、不同速度下的工作状态。
基于火箭发动机运行参数的仿真结果，可以进一步对其进行优化。
火箭发动机的优化是指通过调整其关键参数，使其达到最佳性能。
常用的火箭发动机优化方法包括参数优化、结构优化等。
参数优化是指通过调整火箭发动机的关键参数，使其达到最佳性能。
结构优化是指通过改变火箭发动机的结构形式，提高其工作效率。
进行火箭发动机运行参数的优化时，应综合考虑各种因素。
首先，要考虑火箭发动机的推力和比冲的关系。
推力是火箭发动机的推力，是衡量其推进能力的重要指标。
比冲是火箭发动机的燃烧室内燃料的推力产生速度，是衡量其工作效率的重要指标。
通过优化火箭发动机的关键参数，可以提高其推力和比冲，从而提高其整体性能。
在优化火箭发动机运行参数时，还要考虑其他因素，如火箭发动机的稳定性、可靠性等。
缩比模型飞行试验的原理方案
缩比模型飞行试验的原理方案小伙伴们，今天咱们来聊聊缩比模型飞行试验这个超有趣的事儿。
缩比模型飞行试验呢，简单来说，就像是给真正的飞行器做一个小玩具版本，然后让这个小玩具飞起来，通过观察它的飞行情况来推测大飞行器的性能。
这背后的原理呀，可真是充满了智慧呢。
咱们先来说说缩比模型的制作。
这就像是做手工一样，但是又超级讲究。
你得按照一定的比例把真正飞行器的各个部分缩小。
比如说飞机的机翼，要按照比例缩小它的长度、宽度和厚度。
这个比例的确定可不能瞎来，是根据好多数学和物理的知识得出来的。
就像做蛋糕，各种材料的比例得对，做缩比模型也是，比例错了那可就全乱套了。
而且在制作的时候呀，还得考虑材料的选择。
不能说大飞机用金属，小模型就随便找个软趴趴的塑料。
得选那种既轻便又能在一定程度上模拟大飞机材料特性的东西。
这就好比给小模型穿上合适的“衣服”，让它能像大飞机那样在空气中表现得比较相似。
然后呢，就是关于飞行试验场地的事儿啦。
这个场地就像是小模型的大舞台。
一般来说呢，得找个比较开阔的地方，不能有太多的障碍物。
你想啊，如果小模型飞着飞着突然撞到树上或者电线杆上，那可就悲剧了。
而且场地的环境也很重要呢。
要是风特别大而且乱刮的话，小模型就像喝醉了酒的小鸟，东倒西歪的，根本就没法正常试验。
所以有时候还得看老天爷的脸色，挑个风比较小而且风向比较稳定的时候来做试验。
再讲讲飞行试验中的动力系统。
小模型得有动力才能飞起来呀。
有些是用电池带动小电机来提供动力的，就像咱们玩的小电动飞机玩具。
这个动力的大小也得和缩比模型的大小、重量等匹配起来。
要是动力太大，小模型可能就像火箭一样一下子冲出去，然后控制不住就摔下来了；要是动力太小呢，就像个没吃饱饭的小虫子，飞都飞不起来。
所以调整动力系统就像是给小模型找到一个合适的能量“套餐”，让它能刚刚好地飞起来并且能按照我们想要的方式飞行。
在飞行试验的时候，观察也是个超级重要的环节。
我们要像小侦探一样，仔细看着小模型在空中的一举一动。
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收稿日期: 2002205210; 修回日期: 2002208212 基金项目: 本项目为国家“863”-2-3高技术航天领域重点研究内容。
作者简介: 谭志勇(19652),男,博士,高级工程师,从事大型结构模态分析与试验研究。
2002年12月第29卷第4期 强度与环境STRUCTURE &ENVIR ONMENT ENGINEERING Dec.2002Vol.29,No.4针对未来大运载火箭的缩比模型动特性仿真研究谭志勇 王 毅 王明宇(北京强度与环境研究所,北京,100076) (北京宇航系统工程设计部,北京,100076)摘要: 本文针对未来发展的大型运载火箭所面临的全箭振动特性问题,简要介绍了国外先进的技术水平,给出了动力学缩比模型的相似关系,进行了1/10缩比模型的试验及计算仿真探索,提出了本研究中发现的技术难点以及一些可行的解决途径。
关键词: 大运载火箭; 缩比模型; 全箭动特性中图分类号:O325 文献标识码:A 文章编号:100623919(2002)0420011208Dynamic R esearch and Imitation of R educed 2scale Modelfor Future Launch RocketTAN Zhi 2Y ong(Beijing Institute of Sturcture and Environment Engineering ,Beijing ,100076)WAN G Y i &WAN G Ming 2Yu(Beijing Institute of Astronautical System Engineering ,Beijing ,100076)Abstract :In this paper ,to counter problems faced in future vibration tests of large launch rocket ,we summarizedthe advanced technologies taken abroad.Then ,we gave the main resemblance relations of the dynamic reduced 2scale model ,and made the testing and calculating 2imitate research for a 1/10reduced 2scale model.Finally ,we putforward of the difficult problems and some solving methods in this research project.K ey w ords :Future Launch Rocket ; Reduced 2scale Model ; Dynamic Character1 引言大型运载火箭结构的固有振动特性问题,历来都是型号研制中的关键技术,而在目前的条件下,对这一问题的解决还是离不开全箭实尺振动试验。
根据我国航天技术的发展和未来空间计划的需要,我国未来大运载火箭的总体方案将在目前的基础上具有较大的发展,其芯级、助推器直径尺寸,以及全箭长度都将超过目前全箭振动塔的可容纳箭体21 强度与环境 2002年结构尺寸,而且全箭重量必定要超过振动塔的承载能力。
1999年,在“863”研究课题中,对能否通过改塔以进行未来型号的全箭试验进行了较详细的论证,得出的结论认为,现有振动塔几乎不可能通过改建来适应这一需求。
其主要原因有以下几点:一是如上所述的火箭重量和芯级尺寸的限制;二是助推器加长后的尺寸与塔内的支承悬吊框架冲突。
若提高支承悬吊框架的高度,则振动塔无法打开大门,整体火箭无法进塔就位;三是找不到一种合理的模拟自由边界条件的支承方式:即现有的芯级单独支承方式将因助推器自重过大而不可行,而采用芯级与助推器整体支承方式又限制了芯级与助推器之间的相对运动,模拟不了正确的边界条件。
因此,如何在已有的试验条件下,通过合理的试验技术发展、理论建模计算、试验数据及模型修正等试验与计算的一体化工作,以获得产品真实飞行条件下的动力学特性,是未来大型运载火箭研制中必须解决的关键问题,也是在“863”项目进行了多年研究的重点课题。
在这项复杂的工作中,对缩比模型的研究是不可缺少的手段之一,它具有灵活方便的试验方式、对试验硬件的很少要求等是其它方法和手段所不具备的优点。
由于它的试验规模较小、花费很少,就可以保证在试验的同时进行详细的理论建模、计算分析,并根据理论计算的结果对试验进行重复、补充和完善,获得最佳的试验/分析的一体化研究组合。
对于未来大型运载火箭,由于大型化和复杂化必然导致弹性振动频率的降低,使弹性振动特性对火箭控制系统的影响越来越大。
为了避免在研制后期,由于实测振动参数的影响而使研制工作出现大的反复,必须尽量在运载火箭研制早期,甚至在方案论证阶段,就对新型运载火箭振动特性的基本特点有比较清楚的了解。
对此,采用缩比模型研究也提供了一种很好的方法。
本文根据“863”重点课题中这方面的工作[1],介绍了对动力学缩比模型的试验测试、有限元分析研究,并根据这些工作得出的成果,初步提出了解决未来大运载火箭的全箭动特性可能遇到的问题以及进一步研究的途径。
2 对国外这一领域先进技术的简介[2～4]在欧美,取代全结构动特性实尺试验的一种重要手段就是采用缩比模型试验,土星系列火箭、质子号火箭、H-Ⅱ火箭、航天飞机等都进行了动力缩比模型试验。
他们在这方面积累了丰富的经验并具有很高的水平。
但必须看到,高水平地进行缩比模型的设计生产、进行模型试验也是一项很费钱的事情。
在缩比模型的技术观点上,他们通过这类研究很大程度上解决了如下的重要问题:如配重的影响问题,部段试验和分析方法问题,为修正理论模型补充试验数据的问题,研究了火箭构型变化对全箭动特性影响问题,提前获得了初步火箭动特性规律问题,判断分析与试验结果的相关程度、检验建模的正确性、检验试验系统的适用性问题,等等。
美国的土星-Ⅰ火箭全长57.3米,最大直径6.53米,起飞质量508吨。
它是第一个制造了1/5缩比模型来研究全箭动特性的运载火箭,缩比模型试验的低阶频率与后来的实尺试验结果吻合比较好。
而土星V火箭设计了1/40和1/10不同比例的两个动力学缩比模型,其中1/10的缩比模型,不仅实现了动力相似,还复制了各级的主要结构,试验数据与最后进行的全尺寸试验符合很好。
由于有了两个动力学缩比模型,取得的大量动特性数据,土星Ⅴ提前了18个月为全箭理论模型提供了弹性振动数据。
美国的航天飞机进行了1/8缩比、1/4缩比以及实尺的动力学模态试验。
其1/8模型虽然保持了各大部件的重要刚度特性,但由于物理尺寸、生产成本方面的考虑,使得模型的局部细节不得不过于简化。
因此,又提出了1/4的缩比动力学模型试验。
选定1/4缩比比例,主要是因为这样的大小可以近似复制出全部实际结构和接头,而设计的基本方法是模型的大部件要具有实际结构的缩比质量和缩比刚度特性。
在这一研究过程中,还采用与建立实际航天飞机的数学模型相同的方法,建立了1/4缩比结构的数学模型。
总体上,缩比模型试验、理论计算与实尺测试结果之间比较一致,但多数状态下也都有一些异常。
日本H-Ⅱ型号是先采用有限元方法建立了实尺火箭的三维分析模型,为了检验分析方法和计算模型的正确性,然后进行了1/5的缩比模型试验。
模型的材料与原火箭基本相同,对振动有重大影响的主要结构部段还进行了详细的模拟,试验时液氧用水模拟,液氢箱始终空着,固体推进剂用具有相似粘度和弹性的物质模拟。
对分析模型进行修正后,再用它解决实尺火箭的问题。
为了获得对捆绑火箭弹性振动特性的感性认识,我国的长征-2E 火箭在实尺试验以前曾经设计制造了一个1/10的模型,它对研究捆绑火箭的动力学建模方法以及实尺火箭的振动试验技术都取到了较好的作用。
但由于模型在设计、制造方面比较粗造,对动力学相似理论考虑很少,因此其试验结果与实尺振动试验之间的可比性、一致性较差,还不可能通过前者来取代或减少全箭实尺试验方面的工作。
通过以上简述,可以看出欧美先进国家对动力学缩比模型的研究是非常重视的,具有很高的水平,并起到了很大的作用。
但是,单纯依靠这种这方法来解决大型全箭的动特性问题还存在很大的困难。
3 动力学相似关系的推导及其在工程实际中的简化从弹性动力学方程可以导出缩比模型设计中的相似常数。
用位移表示的动力学平衡方程式为:G Δ2u +(λ+G )5εΔ5x +X =ρ52u 5t2G Δ2ν+(λ+G )5εΔ5y +Y =ρ52ν5t2G Δ2w +(λ+G )5εΔ5z +Z =ρ52w 5t 2(1)式中Δ2=5252x +5252y +5252z 为调和算子,λ=μE (1+μ)(1-2μ)为拉梅数。
E 、μ、G 、ρ分别为弹性模量、泊松比、剪切弹性模量和材料密度,X 、Y 、Z 为不包括惯性力的体积力,εΔ=5u 5x +5ν5y +5w 5z为体积应变。
取式(1)中的第一式来分析,则对于实尺结构和缩比模型,分别有:G p Δ2u p +(λp +G p )5εΔp 5x p +X p =ρp 52u p 5t 2p (2)G m Δ2u m +(λm +G m )5εΔm 5x m +X m =ρm 52u m 5t 2m (3)假设实尺结构和缩比模型的剪切弹性模量、拉压弹性模量和拉梅数的相似常数分别为:C G =G p G m C E =E p E m C λ=λp λm (4)体积力、密度、几何、位移、应变和时间的相似常数分别为:C f =X p X m C ρ=ρp ρm C l =x p x m C u =u p u m C ε=εΔp εΔm C 1=t p t m (5)同时有:5εΔp 5x p =C ε5εΔm C l 5x m(6)Δ2u p =C u C 2l Δ2u m (7)52u p 5t 2p =C u 52u m C 2l 5t 2m(8)将式(6)～(8)以及相似常数式(4)～(5)带入式(2),并与式(3)比较,则只有当下式成立时,实尺31第29卷第4期 谭志勇针对未来大运载火箭的缩比模型动特性仿真研究 结构和缩比模型的相似关系成立:C G C uC 2l =C λC E C l =C G C εC l =C f =C ρC u C 2l (9)从上式的第一项与最后一项的比较可以看出,当保证C G =C E 时,则有关系:C t =C l C ρC E 或 C 2t C E C 2l C ρ=1(10)因此,在已知C l 、C E 和C ρ的条件下,则可以根据式(10)从缩比模型所测得的自振频率f m =1t m 换算到实尺结构的自振频率f p =1t p 。