展开过程

摘要： 为了研究剪式可展单元在振动工况下的响应特性,将船舶除锈装置作为振动源,首先建立剪式可展单元力学模型,并研究极限工况下单元杆件的可靠性;采用数值模态分析方法、随机振动下动应力测试分析方法,研究剪式可展单元在振动工况下产生的随机激励问题及其响应;提出消除剪式可展单元二阶横弯振动与激励共振的方法,并对各结构优化方案进行动应力仿真。结果表明,剪式可展单元二阶模态振动(306.15 Hz)和除锈产生的随机激励共振是引起剪式可展单元振动疲劳的主要原因;将上工作台厚度从10 mm增加到14 mm,上工作台刚度从20 GPa降低到19.5 GPa,同时在两连杆之间加上连接轴,降低单元动应力水平最为明显。论文研究结果可为剪式可展单元在工程应用中稳定可靠工作提供理论基础。

摘要： 柱状气囊的折叠与充气展开过程复杂,采用实验手段研究其展开过程存在诸多不便.针对柱状气囊提出两种不同的折叠方式并分别建立相对应的数值分析模型,利用非线性动力学软件LS-DYNA研究柱状气囊折叠后充气展开的动态应用特性,对影响气囊展开过程中蒙皮应力、体积和内压曲线变化的因素进行分析,分别讨论不同折叠方式和外界环境参数对柱状气囊动态特性的影响.结果表明:两种折叠方式在收纳空间与材料强度上各有优势;此外,环境参数中的外界压强对气囊展开后的稳定状态有较大影响,而温度对气囊展开的影响相对不明显.

摘要： 对于觅音计划的光学系统而言,太阳光是其杂散光的首要来源,是影响成像质量的重要因素.通过将仿生技术和折纸理论相结合,完成光学系统的遮光罩设计.依据花朵开放过程,获取遮光罩的拓扑构型,完成遮光罩折展设计,并根据光学系统任务需求,优化遮光罩拓扑构型.采用底面为正六边形的拓扑构型时,遮光罩的折展比为8,且折叠后的包络空间和卫星星体所占用的空间相重合,能够更好地利用空间.选用两层薄膜作为遮光结构,一方面提高了遮光性能,另一方面遮光罩本身具有一定的隔热功能,更好地保护了光学系统.最后通过ABAQUS仿真模拟薄膜的展开过程,并进行应力水平分析.结果表明,遮光罩薄膜展开过程顺利,展开后最大应力为40.63 MPa,满足聚酰亚胺薄膜材料的使用要求.

摘要： 针对长焦距双反射面伞状可展开天线的收展问题,根据卡塞格伦式伞状天线结构特点,提出一种曲柄滑块机构与绳索机构相结合的展开机构;建立了展开过程运动分析模型,可对关键运动部件进行展开过程的运动学分析与仿真.为减小冲击,对展开过程进行了速度规划,对比不同速度规划下天线展开时的运动参数曲线及接触力并综合考虑主面与副面的展开平稳性,确定在五次多项式速度规划下为最平稳展开过程.本文对星载天线的深入研究具有一定的参考价值.

摘要： 为识别二维二次太阳翼关键环节和预示其在轨展开故障模式,开展不同位置绳索断裂失效对太阳翼展开的影响程度分析.采用考虑绳索断裂的绳索联动轮力学模型,建立了适应于不同联动轮半径的联动轮受力模型,提出角度触发约束消除方法,解决了太阳翼第2次展开过程连续仿真问题,建立了太阳翼第2次展开动力学方程,分析了不同位置绳索断裂失效对太阳翼各板展开角度、展开构型和其他绳索张力的影响.分析表明,越靠近星体的绳索联动机构失效对太阳翼展开过程的影响越大,其中连接架上绳索联动机构失效可直接导致二维二次太阳翼在轨展开失败.

摘要： 针对长焦距双反射面伞状可展开天线的收展问题,根据卡塞格伦式伞状天线结构特点,提出一种曲柄滑块机构与绳索机构相结合的展开机构;建立了展开过程运动分析模型,可对关键运动部件进行展开过程的运动学分析与仿真。为减小冲击,对展开过程进行了速度规划,对比不同速度规划下天线展开时的运动参数曲线及接触力并综合考虑主面与副面的展开平稳性,确定在五次多项式速度规划下为最平稳展开过程。本文对星载天线的深入研究具有一定的参考价值。

摘要： 针对轻气炮隔离膜片展开过程中流体与结构的相互影响,基于FCBI单元法,引入Johnson-Cook弹塑性本构模型,采用流固耦合的方法对此过程进行数值仿真,得到膜片周围流场特性和膜片的动力学响应.以膜片展开速度和低压侧压力变化作为性能评价指标,分析了破膜压力、高压侧注气温度、膜片厚度及开槽形状等因素对膜片展开性能的影响.计算结果表明:破膜压力越高,高压侧注气温度越高,且膜片在满足强度要求的情况下越薄,越有利于提高发射管内压力;采用开槽方式为六道凹槽的膜片对展开过程最为有利.仿真结果揭示了膜片式轻气炮破膜做功机理,再现了膜片展开的过程,为轻气炮膜片结构的优化设计与内弹道性能的优化提供重要参考.

摘要： 利用Kane法多体动力学基本理论,建立适用于空间框架型多模块柔性太阳电池阵的展开机构多体系统动力学模型,进行了框架型电池阵展开机构的展开方式和展开过程的仿真分析,并与ADAMS软件计算结果进行了对比,获得了机构组成部件在展开过程中的几何位置、速度、加速度等动力学特性,分析了框架展开机构各个铰接点受力的作用规律.结果表明:Kane法模型计算得到的单模块框架展开机构根铰转动规律与ADAMS分析结果基本相同,说明了Kane法建模的有效性和正确性;对于4模块框架展开机构,距离框架根部固定点越远的铰接点,其线速度和线加速度曲线在框架展开末期变化幅值越大;中间铰接点在展开初始状态所受的垂直于展开平面的作用力最大,在展开过程中逐渐减小;合理控制框架展开机构各运动部件的驱动力矩是保证框架按照确定规律展开的必要条件.研究结果可为空间框架型柔性太阳电池阵展开机构设计提供参考.

摘要： 球形气囊展开和折叠过程复杂,采用实验手段研究其展开过程存在诸多不便.建立以单侧内折方式折叠的球形气囊数值分析模型,研究球形气囊折叠后充气展开的动态应用特性,比较相同充气条件不同折叠层数和相同折叠层数不同充气条件下气囊展开动态特性的差异;对影响气囊展开过程中体积和内压曲线变化的因素进行分析,分别讨论折叠层数、充气速率和充气量对球形气囊动态特性的影响.结果表明:单侧内折折叠次数增多会导致气囊内压最大值增大,应用时设定气囊折叠次数应考虑气囊材料最大内压承受能力;充气速率和充气量均会影响气囊展开的稳定性,充气速率的影响主要在充气及气囊展开初期阶段,而充气量的影响主要在充气完成后的自由展开阶段.

摘要： 本文以新型移动通信卫星为背景,针对星载大型天线展开过程全星属于典型的变结构、变构型、变参数和变质心系统等技术特点,采用模态综合-混合坐标法建立了大型天线展开过程各类运动工况的天线和整星两级控制柔性耦合动力学方程,以及任意构型工况的全星柔性模型。同时设计开发了系统分析仿真程序,通过典型算例仿真及惯性完备性检验,表明本文研究工作具有工程实用性和有效性。

摘要： 对构架式可展天线进行展开过程动力学仿真，表明展开过程中节点速度、加速度以及天线对星体的冲击力较大。针对该问题，提出了一种通过施加主动力来控制展开过程的方法，并进行相应的试验测试。采用非接触式视觉测量系统，分别对施加控制前后的天线展开过程进行测试，通过自编MATLAB程序对视频跟踪所得数据进行处理和分析，得到了天线节点的速度，加速度。试验结果表明，通过所施加的控制方法，有效地减小节点的速度、加速度，从而降低了天线对星体的冲击力，验证了该方法的可行性。

摘要： 基于通用显式有限元分析软件LS-DYNA,针对一种充气膜结构建立有限元分析模型,进行了展开仿真模拟,分析了各部件和组合模型的展开过程。在充气直管气室间相互作用中采用了虚拟隔膜分析法,对Z字形折叠和卷曲折叠两种形式的展开性能进行了比较,发现在采用卷曲折叠方式时,会在展开过程中产生新的铰链点以及中部弯曲,这对展开过程是不利的,结构采用z形折霍时,这种现象会显著减小。比较不同的充气速度下的展开性能,高速充气时在展开过程中出现的波动明显大于低速充气展开。采用了近似建模的方法模拟了环管、膜面和组合模型的展开过程。其中组合模型展开全过程分析采用两阶段分析法,使模型按照直管-环管-膜面的步骤有序地展开。

摘要： 本文系统地分析了直升机应急漂浮气囊展开过程的控制方程，并讨论了该过程在计算机数值模拟中所涉及到的均匀压力法；同时利用LS-DYNA软件建立了直升机应急漂浮气囊折叠后的有限元模型，成功模拟了该气囊模型的展开过程，得到了气囊压力、体积及温度等重要参数随着时间的变化规律。另一方面，为了论证气囊展开过程数值模拟的准确性，笔者设计制作了该型气囊的简化模型并进行了展开过程模拟试验，与数值模拟结果对比分析；并研究了不同充气流量对气囊展开过程的影响；最后提出了气囊展开最大安全体积和最大安全压力的概念。

摘要： 为了减小导弹发射装置的尺寸,折叠舵的应用越来越广泛.针对舵面从折叠到展开的过程,分析不同折叠角下折叠舵面的气动特性,对于折叠舵的设计非常重要.本文通过风洞实验的方法,应用六分量应变天平,对某型导弹折叠舵的气动载荷进行了研究,结果表明,舵面法向力CN在折叠角为30.时最大,MX和CN的变化规律基本一致,Mh在折叠角为85.时取得最大值.因此,折叠机构的设计应以折叠角为30.时的载荷为依据,从而保证折叠舵在导弹发射之后,能够迅速展开到位并锁紧.

摘要： 针对适用于小卫星的可展结构,对弹性元件驱动单层构架式可展结构的展开过程进行数值分析与试验测试.按照实体模型的参数建立各零部件的参数化模型,利用系统动力学分析平台ADAMS将各零部件的模型组装成系统模型,利用数值仿真的方法模拟可展结构和星体处于无外力约束的零重力环境中的展开过程,考察短时间内可展结构的运动行为特点,通过对目标节点以及星体的位移、速度等运动参数的分析来把握可展结构在无重力条件下的形态变化.采用高速摄像机非接触测量方法进行了可展结构模型展开过程测量试验.与数值分析结果进行比较,验证数值仿真的准确性.

摘要： 簧片壳体的动力学分析有助于设计和研制出新型的簧片铰链结构.本文中以簧片为例,研究了弹簧正向折叠和反向折叠的弯曲过程,通过Abaqus分析,得到了弯矩、应变能、支座反力和展开角度的关系;厚度对应变能和稳态弯矩的影响规律.

摘要： 折叠板壳结构作为可展结构体系中的一种,近年来在建筑和航空结构领域中应用越来越广泛.本文首先介绍了Miura-ori模型,在此基础上对模型的基本单元进行改进,制作成具有一定曲率的变角度Miura-ori模型.结合球面三角学原理对四面板的研究,将所推导的公式应用于变角度Miura-ori模型的几何分析及参数分析中.通过分析发现,在模型基本参数确定情况下,随着展开过程的进行,曲率半径近似呈指数增长,跨度近似呈线性增长,矢高经历了先增大后减小的两阶段变化过程。

摘要： 展开型定向战斗部可以将破片全部朝向目标方向,实现对目标最大程度的毁伤,但其较长的展开作用过程时间成为实现最佳引战配合的难题.本文应用ANSYS/LS-DYNA非线性动力有限元软件对展开型定向战斗部的展开过程进行了数值模拟研究,分别采用Lagrange算法和ALE算法,对比了两者之间计算结果的差别.为了减小计算量,对模型在厚度上简化,发现在径向有无约束情况下不同的简化厚度对计算结果产生很大的影响,对此情况进行了对比并得到了最佳计算模型厚度.获得了Lagrange算法删除炸药的最佳时间,为展开型定向战斗部的设计提供有效的理论依据.

摘要： 本文选取剪铰式可展结构为研究对象，围绕剪铰结构的几何构成及其力学性能展开分析。首先分析了剪铰结构的几何性质以及能够使结构自由折展的几何限制条件，模拟了剪铰结构的折展过程，并据此建立了可展结构的展开模型。以选取的剪铰结构模型为对象，讨论了网格高度、网格尺寸、大小变化、高跨比等参数变化对结构力学性能影响的规律，供工程实际参考。

摘要： 本发明提供了一种网状可展开天线展开过程索力分析方法，其主要步骤包括：选择网状可展开天线周边桁架单元个数和几何参数、索网的材料参数D、几何参数S、索网拓扑结构、展开过程离散的工况数M；计算桁架与索网连接点位置随着展开角变化的运动轨迹；计算各个工况下各索单元的受力情况；拟合索网对边界连接点的作用力随着展开角的变化曲线F(θ)；最后将变化的索网作用力作为载荷代入柔性多体动力学模型，进行动力学分析。本发明将天线的展开过程看成一系列离散的受荷机构平衡形态，研究每个平衡形态的张力分布，准确得到展开过程索力变化曲线，基于柔性多体系统动力学建模与分析，为地面工程实现索网张力对展开过程的影响机理分析提供有效支撑。

摘要： 本发明公开了一种折叠舵展开过程中测量气动力矩数据的处理方法及装置，包括：采集风洞折叠舵展开试验过程内的扭矩传感器信号和角度传感器信号，并据此计算出试验过程中折叠舵转轴处扭矩天平的力矩数据和折叠舵展开角度；对折叠舵展开角度识别得到折叠舵展开过程的起止时间和起止角度；根据展开过程的起止时间截取出折叠舵展开角度和扭矩天平的力矩数据，对折叠舵展开角度处理得到舵面展开的角速度数据、角加速度数据、重力矩分量以及扭簧回复力矩；根据舵面展开的角加速度数据计算出展开过程的惯性力矩；根据扭矩天平的力矩数据、重力矩分量、扭簧回复力矩和惯性力矩计算出舵面所受气动力矩。

摘要： 本发明提供了一种网状可展开天线展开过程索力分析方法，其主要步骤包括：选择网状可展开天线周边桁架单元个数和几何参数、索网的材料参数D、几何参数S、索网拓扑结构、展开过程离散的工况数M；计算桁架与索网连接点位置随着展开角变化的运动轨迹；计算各个工况下各索单元的受力情况；拟合索网对边界连接点的作用力随着展开角的变化曲线F(θ)；最后将变化的索网作用力作为载荷代入柔性多体动力学模型，进行动力学分析。本发明将天线的展开过程看成一系列离散的受荷机构平衡形态，研究每个平衡形态的张力分布，准确得到展开过程索力变化曲线，基于柔性多体系统动力学建模与分析，为地面工程实现索网张力对展开过程的影响机理分析提供有效支撑。

摘要： 本发明涉及一种飞行器活动部件展开过程支反力载荷计算方法及系统，属于航空航天技术领域，解决了现有技术中现有飞行器活动部件连接处结构/机构设计缺少载荷输入的问题。该方法包括：获取活动部件在不同展开位置处的作动力、作动夹角、气动力和气动力矩，基于活动部件的展开转轴建立载荷分析坐标系；基于活动部件在不同展开位置处的活动部件质心与转轴的连线与载荷分析坐标系坐标轴的夹角θ1、作动夹角θ2、作动力作用点与转轴连线与载荷分析坐标系坐标轴的夹角θ3、作动力、气动力矩，获取活动部件在不同展开位置处的角加速度；基于活动部件以及每个展开位置处的气动力、作动力、角加速度以及上述夹角θ1、θ2、θ3计算活动部件在每个展开位置处的支反力。

摘要： 本发明公开了一种基于动力学代理模型的网状天线展开过程规划方法，包括：确定环形可展开天线的基本参数；根据天线基本参数，建立几何模型Gt、Gc、Ga；获取驱动绳索的最优收纳轨迹，得到制参数x0；建立并求解网状天线展开动力学分析模型；建立并求解基于动力学代理模型的天线展开过程轨迹优化模型；输出天线展开过程规划结果。本发明通过基于动力学代理模型的迭代优化策略，可以减少构建代理模型所需的总样本点数目，提高设计效率；设计结果可以大幅度降低展开过程中的冲击和功耗，具有良好的工程应用价值。

摘要： 本发明提出一种航天用张拉整体模块构件展开过程的动力学特性分析方法，基于张拉整体结构及其展开过程的特点，将张拉整体结构的展开过程简化为一受到杆端力的受压杆的绕定轴转动的过程，从而得出一个简化的物理模型，基于该模型，建立运动微分方程，建立张拉整体结构展开过程的运动微分方程，同时考虑受压杆的横向与轴向振动，引入边界条件，得到动力刚度矩阵，通过图解法求解动力刚度矩阵，得到张拉整体结构展开过程的动力学特性的精确解。

摘要： 本发明提出一种机弹分离和弹翼展开过程的动网格仿真模拟方法，该方法主要针对工程应用中采用fluent商业软件进行动网格仿真过程中很难准确仿真机弹分离过程中的导弹6dof飞行同时弹翼相对于弹体展开过程的问题，通过带相对运动的动网格仿真，实现了在商业软件中对机弹分离+弹翼展开的过程进行准确的动网格仿真模拟。

摘要： 本发明提供了一种涉及重力卸载装置领域的星间天线三维空间展开过程用重力卸载装置及使用方法，包括装置吊点、可拼接圆环导轨、滑车、星间抛物面天线、天线可展开臂以及星间抛物面天线支撑骨架，装置吊点连接于可拼接圆环导轨的顶部，可拼接圆环导轨通过滑车与星间抛物面天线支撑骨架连接，星间抛物面天线支撑骨架连接于星间抛物面天线上，星间抛物面天线底部设有天线可展开臂。本发明专利通过可拼接圆环导轨实现星间抛物面天线空间三维条件下转动，重力卸载，设计精巧、结构简单。

摘要： 本发明公开一种展开过程中可防止误折叠的折叠箱房，包括顶板、底板、两个侧折壁和两个端面板，侧折壁铰接在顶板和底板之间，侧折壁包括上折板和下折板，上折板和下折板的两端均固设有连接台，顶板上设有弹力卡钩与上折板上端的连接台可拆卸连接，上折板下端与下折板上端铰接，上折板下端的连接台也设有弹力卡钩与下折板上端的连接台可拆卸连接，底板上也设有弹力卡钩与下折板下端的连接台可拆卸连接，端面板均与底板铰接，并可折叠收纳在底板顶面，端面板外翻后与顶板可拆卸连接，端面板外翻与顶板连接后，箱房的四个边角还可拆卸连接有外包件，带可自锁的弹力卡钩锁定铰接位置，避免误折叠，而且连接台相当于加强梁作用，可提升箱房强度。

摘要： 本实用新型涉及航天卫星装置领域，具体涉及一种太阳翼展开机构。一种展开过程平稳的太阳翼展开机构，包括：公铰、转轴、母铰、阻尼弹簧、扭转弹簧、环形垫片、螺母。本实用新型的太阳翼展开机构结构紧凑，占用太阳翼表面布片面积小。本实用新型公铰与母铰同轴状态好，同时通过阻尼弹簧的设置产生旋转阻尼使得展开机构在展开过程中展开状态平稳不会形成瞬时冲击。