基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模技术

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火箭动力学建模中固体发动机混合梁模型研究

张冬梅荣克林
（北京强度环境研究所，北京１０００７６）
摘要：提出了固体火箭发动机混合梁模型建模方法，分别建立了固体火箭发动机三维模型、双梁模型和混合梁模型。考虑了推进剂的粘弹性效应，采用复频变模量模型描述推进剂，对三种模型进行了直接频响分析。以三维模型计算结果为标准，对比了混合梁模型和双梁模型的频响曲线，固体火箭发动机混合梁模型与三维模型频响曲线基本一致，而双梁模型与三维模型频响曲线差别较大，证明了与双梁模型相比用混合梁模型模拟固体火箭发动机是更准确的。关键词：固体火箭发动机ＴｈｉｓｐａｐｅｒｐｒｅｓｅｎｔｓｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｂｅａｍｍｏｄｅｌｉｎｇｍｅｔｈｏｄｏｆＳＰＲｍｏｔｏｒ．Ｔｈｒｅｅｄｉｆｅｒｅｎｔｉｎｆｉｔｅ
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓｏｌｉｄｐｒｏｐｅｌｌａｎｔｒｏｃｋｅｔｍｏｔｏｒ（ＳＰＲＭ）；ｖｉｓｃｏｅｌａｓｔｉｃ；ｒｆｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｆｕｎｃｔｉｏｎ
ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｂｅａｍｍｏｄｅｌａｎｄｔｈｒｅｅ — ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｍｏｄｅ１．Ｔｈｅｒｅｆｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅａｎａｌｙｓｅｓｏｆｔｈｅｈｒｔｅｅｄｉｆｅｒｅｎｔｍｏｄｅｌｓａｒｅｐｅｒｆｏｒｍｅｄ，ｗｈｉｃｈｈａｓｔａｋｅｎｔｈｅｖｉｓｃｏｅｌａｓｔｉｃｐｒｏｐｅｒｔｙｏｆｐｒｏｐｅｌｌａｎｔｉｎｔｏａｃｃｏｕｎｔａｎｄｕｓｉｎｇｃｏｍｐｌｅｘｆｒｅｑｕｅｎｃｙ — ｄｅｐｅｎｄｅｎｔｍｏｄｅｌｉｎｇｄｅｓｃｒｉｂｅｔｈｅｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ．Ｔｈｅｒｅｆｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｃｕｒｖｅｏｆｄｏｕｂｌｅｂｅａｍｍｏｄｅｌａｎｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｂｅａｍｍｏｄｅｌａｒｅｃｏｍｐａｒｅｄｗｉｔｈｔｈｅｔｈｒｅｅ — ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｍｏｄｅｌ ’ Ｓｓｅｐａｒａｔｅｌｙ．Ｉｔｉｓｉｎｄｉｃａｔｅｄｔｈａｔｔｈｅｒｅｆｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｃｕｒｖｅｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｂｅａｍｍｏｄｅｌｉｓｍｏｒｅｃｌｏｓｅｔｏｔｒｅｈｅ — ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ

基于Matlab汽车双质量飞轮扭振仿真试验研究

AUTO PARTS | 汽车零部件1　引言双质量飞轮简称DMF ，问世于20世纪80年代，由日本丰田和德国宝马汽车公司在从动盘式扭转减振器基础上改良得来[1]，到20世纪90年代，双质量飞轮产品的设计方法和生产工艺已经很成熟，逐步取代动盘式扭转减振器（CTD ）[2-3]。

DMF 安装在变速箱和离合器之间，DMF 将传统的飞轮分成了两个部分，即第一质量和第二质量，第一质量与发动机相连接，副飞轮与变速箱相连接，中间使用弹性阻尼元件连接，适用于汽车传动系统的扭转振动控制。

2　整车动力传动系扭振模型的建立基于当量化原则建立整车动力传动系扭振模型，具体原则如下：(1)非弹性惯量元件是基本解释效用相同的元件。

(2)反之等效为弹性元件则是抗扭强度大、质量惯性矩小的元件。

(3)相邻两组质量之间的连接轴的质量转动惯量均匀地分布在两组质量上忽略小减振对扭转振动的影响。

2.1　行驶工况下的扭振模型建立的DMF 汽车传动系扭转振动模型如图1所示，图中J 1为发动机附件、扭转减振器质量惯性矩之和，J 2为减振器与曲轴前端转动的一半之和，J 3~J 6为各活塞连杆机构及曲轴段的质量惯性矩，J 7为初级与曲轴飞轮端质量惯性矩一半之和，J 8为第二质量、离合器总成及变速箱一轴一半质量惯性矩之和，J 9为变速箱一轴一半与变速箱第一轴质量惯性矩之和，J 10为变速箱中间轴和二轴的等效质量惯性矩，J 11传动轴质量惯性矩，J 12主减速器传动齿轮质量惯性矩，J 13差速器与半轴质量惯性矩一半之和，J 14半轴一半和车轮质量惯性矩之和，k 1至k 14分别为各段连接轴的抗扭强度。

在前文研究的基础上[4,5]，建立行驶工况下的CTD 整车动力传动系扭转振动模型，具体操作：用J'7替换J 7，k ＇7替换k 7，基于车型相关数据得出其他各项目的参数的数值，如表1所示。

2.2　怠速工况下的扭振模型建立怠速工况下DMF 整车动力传动系基于Matlab 汽车双质量飞轮扭振仿真试验研究冯振威1　马能武2　徐旭11.黄河交通学院　河南省焦作市　4540002.中国农业机械化科学研究院集团有限公司　北京市　100083摘要：由于汽车动力传动系统的自由度、分布质量、刚度和阻尼不统一，所以在工作的过程中会受到许许多多的扭转振动，产生振动和噪声，减少结构强度，影响行车的安全性与舒适性。

火箭模型组合件造型及数控加工_机械数控课程设计(毕业设计)论文(说明书) 精品

华北科技学院本科毕业设计（论文）设计（论文）题目：火箭模型组合件造型及数控加工I目录摘要 (1)Abstract (2)1绪论 (3)1.1数控技术发展史 (3)1.2 数控技术现状 (3)1.2.1我国数控技术现状 (3)1.2.2 CMIT2013中国最新数控技术成果 (3)1.3 数控技术发展趋势 (4)1.4 本设计的研究内容及意义 (5)2数控机床概述 (6)2.1 数控机床的组成 (6)2.2 数控机床工作原理 (6)2.3 数控机床的分类 (7)2.4 数控机床的加工特点 (7)2.5 数控机床的维护 (7)3火箭模型组合件的三维造型 (8)3.1整流罩建模 (8)3.2一子级建模 (10)3.3二子级建模 (11)3.4三子级建模 (12)3.5底座建模 (13)3.6助推器建模 (15)3.7组合体建模 (15)4图纸绘制与工艺分析 (17)4.1Auto CAD 绘制零件图纸 (17)4.2数控车削加工工艺 (17)4.2.1数控车削加工的范围 (17)4.2.2数控车削加工的内容 (18)第II 页共78 页4.2.3数控车加工工艺分析的步骤 (19)4.2.4数控车削加工工艺特点 (19)4.2.5轴类零件数控车工艺分析过程 (20)4.3火箭模型组合件工艺分析 (21)4.3.1零件一：整流罩工艺分析 (21)4.3.2零件二：一子级工艺分析 (24)4.3.3零件三：二子级工艺分析 (26)4.3.4零件四：三子级工艺分析 (28)4.3.5零件五：底座工艺分析 (30)4.3.6零件六：助推器工艺分析 (32)5程序编写与仿真 (35)5.1数控代码介绍 (35)5.1.1数控代码表 (35)5.1.2常用代码 (36)5.2编写零件程序 (38)5.2.1整流罩程序 (38)5.2.2 一子级程序 (39)5.2.3二子级程序 (42)5.2.4三子级程序 (44)5.2.5底座程序 (46)5.2.6助推器程序 (48)5.3数控软件仿真 (49)5.3.1操作面板 (49)5.3.2软件使用 (49)5.3.3零件加工仿真 (51)6数控车床加工及安全操作规程 (53)6.1前期准备工作 (53)6.1.1数控机床选用 (53)6.1.2数控刀具准备 (53)6.1.3毛坯准备 (54)III6.1.4工具准备 (54)6.1.5参考资料准备 (54)6.2数控加工 (54)6.3安全操作规程 (55)6.3.1安全操作基本注意事项 (55)6.3.2工作过程中的安全注意事项 (56)6.3.3工作完成后的注意事项 (56)6.4质量分析 (57)6.4.1数控加工过程遇到的问题及解决方案 (57)6.4.2零件加工质量问题及解决方案 (57)结论 (59)参考文献 (60)致谢 (61)外文科技资料翻译 (62)外文原文 (62)中文翻译 (69)附录A (74)第IV 页共78 页火箭模型组合件造型及数控加工摘要：当今，伴随着计算机技术的高速发展，数字控制技术（简称NC）已经被广泛应用于工业控制的各个领域，尤其是机械制造业中，普通机床也即将被高效率、高精度、高自动化的数控机床所取代，而数控车床是数控机床中最重要的产品之一，受到世界各国机械加工领域的青睐。

数学在航天技术中的应用

数学在航天技术中的应用航天技术一直以来都是人类探索未知和拓展科学知识的重要领域。

在航天发展的各个环节中，数学的应用起着至关重要的作用。

本文将从火箭轨迹计算、航天器导航、引力场建模等几个方面探讨数学在航天技术中的应用。

一、火箭轨迹计算在火箭发射过程中，计算火箭的轨迹是非常关键的一步。

数学中的牛顿第二定律以及质点运动学等理论为计算提供了基础。

首先，我们需要考虑外力对火箭的作用，其中包括重力、空气阻力、推力等因素。

通过对这些力的分析和计算，可以得到火箭的加速度和速度，进而获得火箭在不同时间点的位置坐标。

这样的计算可以为航天员提供准确的预测和控制。

二、航天器导航在航天任务中，航天器的导航是确保任务安全和准确性的关键环节。

通过使用数学方法来解决航天器的导航问题，可以准确地确定航天器在空间中的位置和速度。

常见的航天器导航方法包括惯性导航、星敏感器导航和GPS导航等。

这些方法的实现都离不开数学模型的建立和计算，如矩阵运算、多元微积分和解析几何等数学工具。

三、引力场建模在航天器进入地球轨道或离开地球轨道时，需要对引力场进行建模。

地球的引力场可以通过数学模型描述为一个球对称且分布均匀的力场。

利用万有引力定律和球对称体的球面积分等数学工具，可以计算出不同位置点的引力大小和方向。

这对航天器的轨道设计和控制起着重要的指导作用。

四、轨道传播和轨道控制一旦航天器进入预定轨道，需要通过数学方法来进行轨道传播和轨道控制。

轨道传播是指根据当前的位置和速度，预测航天器在未来的轨道上的位置和速度。

而轨道控制则是通过数学计算和控制算法来调整航天器的轨道，确保航天器达到预定的任务要求。

在这个过程中，微分方程、控制理论、优化算法等数学工具都发挥了重要作用。

总结：数学在航天技术中的应用不可忽视。

火箭轨迹计算、航天器导航、引力场建模、轨道传播和轨道控制等方面都离不开数学的帮助和支持。

数学为航天技术提供了准确的理论基础和可行的计算方法，为航天事业的发展和探索提供了强大的支持。

航空航天建模与仿真技术在设计中的应用

航空航天建模与仿真技术在设计中的应用随着科技的发展，人们对于设计和生产的产品要求也越来越高。

在航空航天领域中，航空器的设计和生产尤为重要，因为它们需要保障人类的安全。

为了更好地保障人类的出行安全，航空航天领域应用了航空航天建模与仿真技术，在设计中得到广泛应用。

本文将详细介绍航空航天建模与仿真技术在设计中的应用。

一、航空航天建模与仿真技术的基本概念航空航天建模与仿真技术是将真实的航空航天系统研究对象抽象成数学模型，利用计算机和仿真软件仿真模拟系统的运行过程。

通过这种方式，可以快速且准确地得到系统的运行性能和行为，并进行优化和改进。

二、航空航天建模与仿真技术在系统设计中的应用1.模型分析航空航天系统需要严格保证其可靠性和安全性，因此在设计过程中需要对系统进行充分的分析和测试。

利用建模和仿真技术可以建立各种系统模型，分析模型中的数据和设计参数，从而确定最佳的系统结构。

2.虚拟试验在航空航天系统设计中，实际试验过程非常昂贵且危险，尤其是在试飞阶段。

因此，虚拟试验成为一种安全、快速和经济的解决方案。

利用建模和仿真技术可以构建虚拟试验场景，模拟各种实际情况，对系统在不同场景下的表现进行评估，发现系统所存在的问题，通过对模型的分析，在设计阶段进行优化。

3.分析结果验证在建模和仿真技术中，构建的模型需要经过验证，以保证模型的正确性。

航空航天系统是一个复杂的系统，模型的正确性直接影响到设计的成功。

利用建模和仿真技术可以提前发现模型中的问题，以确保系统能够在实际使用中安全、稳定、可靠地工作。

三、航空航天建模与仿真技术在实际应用中的案例1.火箭发动机设计在火箭发动机的设计中，需要考虑大气压力、气温、空气密度等多种因素。

火箭发动机的性能直接决定了火箭运载能力，因此在设计过程中必须对发动机进行充分的测试和验证。

利用建模和仿真技术可以建立火箭发动机的物理模型，分析发动机的各种性能参数，包括燃烧室内的速度、压力、温度等关键参数。

基于3D建模的物理仿真技术研究

基于3D建模的物理仿真技术研究随着科技的不断进步，3D建模和物理仿真技术已经成为了工程和科研领域中的重要工具。

尤其是在机械制造、航空航天、建筑工程以及模拟训练等领域，这种技术已经成为不可或缺的一部分。

本文将围绕基于3D建模的物理仿真技术，探讨其在科技领域中的应用及研究进展。

一、 3D建模技术的应用3D建模是建立虚拟三维模型的过程，一般通过计算机辅助设计软件来实现。

在现代生产和设计中，3D建模已经逐渐取代了传统的二维草图和手绘图，成为优先选择的工具之一。

实际上，3D 建模技术的应用非常广泛，如建筑设计、产品设计、机器人研发以及数字娱乐等领域都可以看到它的身影。

尤其是在建筑领域，3D建模技术更是发挥了重要的作用。

建筑设计人员可以通过计算机软件来建立虚拟的建筑模型，以便更好地预览建筑物的外观、内部结构和各种细节。

基于3D建模的建筑方案还可以模拟不同天气和灯光条件下的效果，以便建筑设计人员更好地调整方案。

二、物理仿真技术的应用物理仿真技术是指通过计算机模拟真实物理过程的技术。

同时，它也是模拟那些无法在实验室中测试的复杂场景的方法之一。

而这种技术基于的前提则是3D建模技术。

在物理仿真中，3D建模可以将真实环境和物体的外形和结构精准地转换为数字形式，以便物理引擎进行仿真处理。

物理仿真的应用领域非常广泛。

例如，在机械制造领域中，物理仿真可以帮助工程师们快速确认新设备或新部件的设计，以及检测机器或设备中的故障或缺陷。

物理仿真还可以帮助工程师们分析机械部件在运行中的受力情况，并预测一个部件在不同工况下的寿命。

在航空航天工程领域，物理仿真技术同样扮演着重要的角色。

例如，空气动力学仿真可以帮助工程师们更好地理解和设计飞机或火箭的结构和外形。

在这个过程中，3D建模技术可以将燃料、引擎、机器人等各个部件的外观、材料等信息准确地呈现出来。

此外，通过物理仿真可以模拟航天器飞行的各种情况、天气条件等，以帮助工程师们对航天器进行更好的设计和改进。

导弹模态试验中双模态现象的分析与仿真验证

第42卷第4期2022年8月振动、测试与诊断Vol.42No.4Aug.2022 Journal of Vibration，Measurement&Diagnosis导弹模态试验中双模态现象的分析与仿真验证商霖，张海瑞，宋志国（中国运载火箭技术研究院北京，100076）摘要针对导弹模态试验中出现的主振偏角较大的“双模态”现象，采用三分段法构建了用于模拟导弹模态试验系统的壳⁃梁⁃质量⁃弹簧单元组合有限元模型。

通过试验分析与仿真模拟，提出并论证了导弹模态主振偏转的主要原因是舱段间对接面连接刚度方向偏离了象限线。

依据试验分析结果，提出了影响导弹模态特性的相关结论。

根据仿真模拟结果，得到了主振模态偏转的两个前提性条件。

从工程应用的角度，给出了模态参数的使用说明，建议了舱段对接面的设计和位置。

研究结果对导弹双模态现象的规避和消弱具有一定的工程指导意义。

关键词双模态现象；象限线；主振方向；模态偏转；连接刚度中图分类号TJ760.1；TH113.1引言导弹模态分析是载荷环境设计和姿态控制设计的基础，在工程研制中占有至关重要的地位。

国内外导弹、火箭失败案例中多次出现了因设计中未充分考虑弹性模态而导致的姿态失控，最终自毁。

目前，国内外弹/箭动力学建模、模型修正和确认以及相关验证的研究已经成熟。

潘忠文等［1］从蒙皮加筋圆柱壳结构动力学建模、液体推进剂动力学模拟及局部振型斜率预示等方面总结了火箭动力学建模技术的研究成果，并对后续研究提出了一些建议。

王建民等［2］采用三维建模的方法克服了常规梁模型对运载火箭三维结构简化带来的弊端，提出了硬壳与半硬壳结构、夹芯结构、发动机架及发动机、燃料液体、非结构质量和舱段间连接等多种建模方法。

邱吉宝等［3］提出了子结构试验建模综合技术，解决了大型运载火箭的模型修正问题，实现了仿真模型预示与产品试验结果的一致性。

航天飞行器模态特性受飞行环境、试验边界和测试系统等影响比较明显。

唐晓峰等［4］研究了非平面形状的细长体飞行器在自由边界条件下的热模态特性。

浅谈航空科研项目管理中的魔三角

2 航空科研项目管理中的魔三角
质量管理、沟通管理、人力资源管理、进度管理等知识领域构成了当代项目管理。在航空科研项目运行中
质量、进度、成本是项目管理者最为关心的目标。三者之间既相互独立同时又相互制约，构成了“魔力三角形”，3条边分别代表了质量、进度、成本。任何 1条边发生变化都会改变另外 2条边或其中 1条边的长度（见图 1）。在科研生产中需要提高产品质量时，代表质量的边变长，那么代表进度和成本的边至少一条也随之变长，说明要花费更多时间或经费去研究技术、改良设备。如果改变进度或
1 项目管理的定义及特点
项目管理是管理学的一个分支学科，指在项目运行过程中采用特定的知识、技能、方法，并合理利用人力、物力和财力，使项目能够在现有的资源条件下，达到预期目标[5]。一
般情况下，项目管理具备如下特点： ①具有明确的目标和周期；②工作性质为综合性；③具有创造及创新性；④应该建立专门组织机构并进行集权领导；⑤项目负责人对项目运行具有至关重要的作用。
作，紧盯内部工序衔接，及时落实与设计单位、外协单位、客户代表之间的协调，避免不必要的等待与浪费。 3.2 抓住关键，把控评审
对于航空科研项目来说，评审是检验项目管理成果的重要手段，也是顾客代表把控的关键节点。通过评审可以掌握项目是否按期完成，后续交付是否存在风险；质量是否满足要求，有无质量遗留问题；成本支出是否合理，对成本是否进行有效控制。针对该项目，为保证产品质量、进度、成本三者协调统一，项目团队在研制过程中先后邀请设计所、主机厂及顾客代表完成了工艺评审、质量评审、经费检查，有效避免了可能出现的风险。 3.3 过程控制

基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模技术

基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模技术
潘忠文;王旭;邢誉峰;董锴
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2010(031)005
【摘要】针对以往火箭纵向和横向采用不同的结构动力学分析模型,无法反映捆绑式火箭纵向与横向、纵向与扭转模态耦合问题,采用助推器捆绑结构局部空间建模技术和液体推进剂耦合质量方法,模拟捆绑连接刚度和推进剂在纵向、横向和扭转特性中的不同作用效果.该技术拓宽了梁模型的适应范围,实现了基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模,为研究模态密集、纵横扭耦合严重的捆绑火箭动力学问题提供了有效手段.
【总页数】7页(P1310-1316)
【作者】潘忠文;王旭;邢誉峰;董锴
【作者单位】北京航空航天大学固体力学研究所,北京,100191;北京宇航系统工程研究所,北京,100076;北京宇航系统工程研究所,北京,100076;北京航空航天大学固体力学研究所,北京,100191;北京宇航系统工程研究所,北京,100076
【正文语种】中文
【中图分类】V421
【相关文献】
1.采用纵横扭一体化建模技术分析火箭牵制释放过程动响应 [J], 叶长水;万小朋;赵美英
2.火箭动力学建模中固体发动机混合梁模型研究 [J], 张冬梅;荣克林
3.液体运载火箭一维纵横扭一体化建模技术 [J], 唐玉花;狄文斌;刘靖华
4.基于三维空间模型的铁路站场平纵横一体化设计软件研究 [J], 陈刚
5.基于等效梁模型的运载火箭动力学特性仿真预示研究 [J], 朴思扬;朱春艳;褚福运;张亚辉
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运载火箭性能计算一体化优化设计系统分析与设计

运载火箭性能计算一体化优化设计系统分析与设计
罗亚中;唐国金;周黎妮;梁彦刚
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2003(024)003
【摘要】运载火箭性能计算一体化优化设计系统在运载火箭方案论证设计阶段中有着重要的应用价值.本文在面向对象方法学的指导下,建立了运载火箭性能计算一体化优化设计软件系统的对象模型、动态模型以及功能模型,划分了系统的组成模块,利用Visual Studio 6.0和Office2000开发实现了该软件系统.对象技术的应用使得系统具有良好的通用性.该软件系统可以完成不同型号运载火箭和不同优化设计性能要求的仿真优化计算,软件具有较好的稳定性、可重用性和可维护性.
【总页数】4页(P314-317)
【作者】罗亚中;唐国金;周黎妮;梁彦刚
【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073
【正文语种】中文
【中图分类】V475.1;TP391.9
【相关文献】
1.多级固体运载火箭总体/弹道/轨道一体化设计与优化 [J], 肖飞;向敏;张为华
2.重型运载火箭轨迹／总体参数一体化优化方法 [J], 孙乐园;贾如岩;杨枝山;江振
宇
3.固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计研究 [J], 胡凡;杨希祥;江振宇;张为华
4.水平空中发射固体有翼运载火箭总体/动力/气动/轨道一体化设计与优化 [J], 孙丕忠;朱伯鹏;夏智勋;黄琳
5.近地轨道运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计 [J], 罗亚中;唐国金;梁彦刚;周黎妮
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有效载荷基频降低对火箭动特性的影响

有效载荷基频降低对火箭动特性的影响
雷羽;赵美英;杨虎军
【期刊名称】《航空工程进展》
【年(卷),期】2013(004)004
【摘要】为了分析有效载荷基频降低对火箭动特性的影响规律,采用纵横扭一体化梁模型与耦合质量方法模拟箭体承力结构与液体推进剂,使用NASTRAN中的RBE2单元模拟芯级与助推器连接接头.通过修改有效载荷有限元模型以得到不同的有效载荷基频,选取飞行过程中的四个典型秒状态,计算三种不同有效载荷基频下全箭的前九阶固有振动频率.结果表明:纵横扭一体化梁模型在进行全箭动特性分析时模型简单,结果满足要求,可用于设计初期的模态分析;同时,分析得到基频降低对全箭动特性的影响规律,给卫星设计人员提供了相关依据.
【总页数】5页(P426-430)
【作者】雷羽;赵美英;杨虎军
【作者单位】西北工业大学航空学院,西安 710072;西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安 710072;中国航天科技集团公司北京宇航系统工程研究所,北京 100076
【正文语种】中文
【中图分类】V475.1
【相关文献】
1.基频降低对火箭点火起飞动响应的影响分析 [J], 郭峰;万小朋;赵美英;孙柯
2.舵片形状对舵控火箭靶弹气动特性影响研究 [J], 程登华;曹红松
3.舵偏角对二维修正火箭弹气动特性的影响 [J], 刘琦;杨新民;管军
4.舵偏角对二维修正火箭弹气动特性的影响 [J], 刘琦; 杨新民; 管军
5.空中发射初始状态对运载火箭有效载荷的影响 [J], 蔡恒欲; 林立辉; 刘士阳; 叶正寅
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梁蓄粮硕士论文：火箭弹稳定装置轻量化技术研究

分类号：TJ410.3+5 单位代码：10110学号：365中北大学硕士学位论文火箭弹稳定装置轻量化技术研究硕士研究生梁蓄粮指导教师陈国光学科专业火炮、自动武器与弹药工程2007 年 3 月 21 日图书分类号 TJ410.3＋5 密级非密 UDC硕士学位论文火箭弹稳定装置轻量化技术研究指导教师（姓名、职称）陈国光教授申请学位级别工学硕士专业名称火炮、自动武器与弹药工程论文提交日期________年______月______日论文答辩日期___ 年 ____月 __ _日学位授予日期________年______月______日论文评阅人____________________________________答辩委员会主席_______________________年月日原创性声明本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在指导教师的指导下，独立进行研究所取得的成果。

除文中已经注明引用的内容外，本论文不包含其他个人或集体已经发表或撰写过的科研成果。

对本文的研究作出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。

本声明的法律责任由本人承担。

论文作者签名：日期：关于学位论文使用权的说明本人完全了解中北大学有关保管、使用学位论文的规定，其中包括：①学校有权保管、并向有关部门送交学位论文的原件与复印件；②学校可以采用影印、缩印或其它复制手段复制并保存学位论文；③学校可允许学位论文被查阅或借阅；④学校可以学术交流为目的，复制赠送和交换学位论文；⑤学校可以公布学位论文的全部或部分内容（保密学位论文在解密后遵守此规定）。

签名：日期：导师签名：日期：摘要本文通过对HyperMesh和OptiStruct软件的学习，以火箭弹直尾翼为研究对象，建立了基于三维四面体单元的尾翼有限元模型；在尾翼三维四面体单元有限元模型的基础上对尾翼的静态性能进行了分析与研究；然后利用OptiStruct的有限元分析功能，分析了七种尾翼轻量化设计方案。

单级探空火箭气动发动机一体化优化模型

单级探空火箭气动/发动机一体化优化模型4.4.1 设计变量探空火箭初步外形如图4.2所示，箭体、各舱段尺寸已确定。

采用卡门头部，经理论分析可得该头部外形在给定旋成体长度和底面积的条件下，具有最小的压差阻力。

卡门头部的母线方程如下[51]：max ()0.5sin 22arccos(1)tbRR x x L φφπφ=-=-(0.1)式中：R max 为头部法向最大半径，L tb 为头部长度。

对于无控制火箭来说，火箭在空气中飞行必然产生空气动力和力矩，依靠安装在箭体上的稳定翼面所产生的空气动力和力矩，保持飞行姿态的稳定[52]。

稳定翼的设计应在保证火箭静稳定度要求的前提下，合理选取阻力较小、能产生所需稳定力矩的稳定翼面。

过大的翼面虽能产生大的稳定力矩，但却不能达到预期的良好稳定效果，因为力矩过大将造成长时间的攻角衰减过程，从而影响火箭飞行性能，另一方面阻力也相应增大。

因此，合理的稳定翼设计应以火箭飞行速度、箭体升力分布、总体结构布置为前提，既能起到良好的稳定效果，又能得到较小的阻力。

梯形翼的升力效率介于三角翼和矩形翼之间。

在限定翼展的条件下，它既能产生较大的升力，又具有三角形翼压力中心位移较小的特点[1]。

因此稳定翼采用小展弦比梯形翼，“×”型布置。

为减小阻力，尾段取收缩外形，稳定翼后缘与尾部端面平齐。

稳定翼尺寸作为优化设计的设计变量。

图4.2 探测-1 气动布局根据3.6节的分析，单级探空火箭探测-1选用单室双推力固体火箭发动机MA ，比冲和总冲已确定。

总能量一定，优化问题即是如何合理分配总能量，得到最优的应用效果的问题。

推力太小，火箭无法达到出架速度要求。

推力太大，工作时间缩短，能量利用不充分。

故选择发动机推力和工作时间作为优化设计的设计变量。

汇总得本探空火箭优化方案设计输入如表4.7所示。

表4.7 优化方案设计输入参数取值尾段后端面直径113.14mm 起飞质量 142kg 参考长度 3140mm 满载质心系数0.64 起飞静稳定裕度最小值15% 空载质心系数 0.61在箭体外形、头部形状、稳定翼平面形状均已确定的情况下，气动学科优化设计变量主要是稳定翼尺寸。

液体火箭纵向耦合振动建模及其动态特性分析

液体火箭纵向耦合振动建模及其动态特性分析郝雨;徐得元;杨琼梁;刘锦凡;柳征勇;唐国安【摘要】For the problem of structure-propulsion system coupled longitudinal vibration of a liquid-propulsion rocket,dynamic model of each component of the propulsion system was established in time domain.The governing equation of the structure-propulsion coupled system was deduced in the form of second-order linear differential equations. With this method,all eigenvalues of the coupled system were obtained quickly,and their sensitivities with respect to physical parameters of the pressure accumulator and pump were calculated easily.The study results provided a technique for parametric optimization of rockets with liquid-propulsion.%针对液体火箭结构－推进系统的纵向耦合振动问题，建立推进系统各个组件的时域动力学模型，推导出结构－推进耦合系统二阶线性微分方程形式的控制方程。

该方法能快速求解得到耦合系统的全部特征值，而且还能在此基础上分析特征值关于蓄压器和泵的物理参数的灵敏度，为液体火箭推进系统的参数优化提供技术手段。

一体化建模和仿真环境（IMASE）

一体化建模和仿真环境（IMASE）
徐庚保
【期刊名称】《航天控制》
【年(卷),期】1995(13)3
【摘要】一体化建模／仿真环境能为用户提供友好的仿真建模环境，交互功能强的仿真运行环境和功能充分的结果分析环境，从而使仿真试验全过程都能方便地进行。

ＩＭＡＳＥ是在ＭＰＳＥ或ＹＦＳＩＭ／ＹＦＲＩＯ的基础上，扩建仿真数据库和模型单元库，并且通过它们的生成源程序和增强结果分析功能，从而使运载火箭控制系统仿真无论在ＹＨ—Ｆ１上，还是在ＹＦ—Ｆ２上，都有一个一体化建模／仿真环境。

【总页数】8页(P60-67)
【关键词】仿真技术;环境模拟;仿真软件;一体化建模
【作者】徐庚保
【作者单位】北京航天自动控制研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V448.253
【相关文献】
1.舰船作战系统一体化建模仿真环境研究 [J], 周玉芳;周明;岳岗
2.基于一体化仿真支撑环境的静止无功补偿器建模仿真 [J], 赵正一;陈新楚;卢定兴
3.武器系统一体化仿真/建模开发环境及关键技术 [J], 周玉芳;程健庆;岳岗;李素民
4.一个新型的一体化建模仿真环境 [J], 刘忠;邓苏;沙基昌;张维明
5.武器系统一体化建模/仿真环境及仿真软件 [J], 顾浩;程健庆;李素民;张思宇;周玉芳
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