摘要：以一箭四星发射任务为研究背景,设计一种集合分离功能与卫星起旋功能的力偶式星箭分离方案。该方案由4套对称布置的力偶式分离装置组成,每套分离装置上包含作用点对称的两个分离冲量装置和接触面相关结构。基于ADAMS软件,建立了以气动作动筒为分离冲量装置的星箭分离动力学模型,采用正交设计方法分析了分离系统设计参数对分离过程的影响。结果表明:最大活塞行程和峰值推力增大可有效增大卫星起旋角速度与相对分离速度;增大推力夹角和作用点直径提高了卫星起旋角速度,但会减小相对分离速度。最后,综合考虑各设计参数的影响与卫星结构限制,确定了一组合适的分离系统参数。

摘要：为了分析起落架支柱柔性和机身柔性对飞机地面运动载荷的影响,应用动力学基本原理,建立了六轮小车式起落架动力学模型及全机模型。对活塞杆与外筒柔性化处理,并在对称水平着陆、机尾下沉着陆和滚转着陆3种着陆工况下,分析了小车式起落架的载荷分配情况,研究了着陆工况及支柱柔度对小车式起落架载荷分配的影响。对机身进行柔性化处理,分析机身柔性对地面载荷的影响。结果表明:支柱柔度对起落架航向载荷影响较大,对垂向载荷影响较小;考虑机身柔性后,弹性机身变形吸收能量,有助于减弱机体振动,起落架及轮胎上的载荷也明显减小。

摘要：以某型飞机机身盒段为研究对象,建立了其仿真分析模型。将模型导入ABAQUS软件中进行模态分析。结合声学基本理论和随机振动理论,在LMS ***软件中采用间接边界元法对结构进行声振耦合计算。采用Miner疲劳寿命估算法则以及Goodman直线校正方法对平均应力进行了修正,结合材料的S-N曲线求得结构的疲劳寿命。结果显示,损伤严重的区域依次为机身盒段上蒙皮和周边蒙皮,底部的损伤最小。研究了声压级和结构形式对机身盒段声疲劳寿命的影响,结果表明,以衰减后的声压级作为声载荷以及含罐体的双层结构都使得机身盒段的声疲劳寿命增加。

摘要：以多体系统动力学为理论基础,在动力学分析软件ADAMS中建立了火箭整流罩分离模型,对该分离机构模型进行动力学仿真计算与分析,得到了分离机构的动力学仿真计算结果。对整流罩和箭体分离过程中的速度和角速度进行分析,比较各个载荷随时间的变化情况,结果表明分离火箭推力对分离机构在分离过程中速度和姿态的变化影响最大。

摘要：高可靠的着陆缓冲机构是垂直起降可重复使用运载器顺利回收的必要保证。以Space-X公司Falcon-9运载器的着陆支架为参考,提出了垂直起降运载器着陆支架的设计方案,建立了着陆支架的几何拓扑模型。将着陆支架的总体设计参数作为决策变量,运用能量法建立运载器着陆支架的数学模型,以着陆动力学响应及主着陆腿长度为优化目标,对着陆支架的总体布局设计参数进行优化。在ADAMS中建立着陆支架的动力学模型,分别将优化前、后的设计参数输入动力学模型,并对优化前后的动力学响应进行对比。计算结果表明,优化后主着陆腿受到的最大压力以及副着陆腿受到的最大拉力分别降低了23.15%和21.43%,有效地降低了过载,提高了垂直起降运载器的着陆稳定性。

摘要：着陆系统技术是垂直起降运载器顺利回收的必要保证,为此设计了一种气压驱动的展开锁定机构。依据某运载火箭的技术指标,设计了运载器着陆系统的总体布局形式,对其中的展开锁定机构进行了结构设计,使其能满足展开、锁定、承载的任务要求。根据展开锁定机构工作原理和着陆系统展开过程建立了着陆系统的展开动力学模型,分别搭建机械结构模型和气压驱动模型,并通过接口模块进行气动-机械联合仿真,讨论着陆支腿展开特性及其影响因素。

摘要：运载器着陆支架收放系统的性能对运载器的安全着陆和回收利用起着决定性作用。以星球着陆器软着陆机构为参考,设计了一种基于气体驱动的腿式着陆支架及其气压驱动系统。运用LMS *** AMESim软件和ADAMS软件对着陆支架气压控制系统和动力学系统进行联合仿真,模拟着陆支架的展开和收起,利用仿真结果研究了运载器着陆支架收放时的动态性能,并计算得到了运载器所携带的高压气瓶的最小容量。仿真分析结果表明,伸展机构的机械结构能够在气动力作用下伸展和收缩,着陆支架满足收放功能要求,其展开时间也能满足使用要求。

摘要：以波音公司B-747客机为例,建立了多轮多支柱起落架动力学模型,计算分析了多轮多支柱起落架中单个支柱的缓冲性能,并分析了对称着陆和滚转着陆工况下多支柱起落架的载荷分配。针对在大俯仰角对称着陆工况下机身主起落架载荷过大的问题,通过提高机身主起落架缓冲器效率和缩短机身与机翼主起落架启动时间差对载荷分配进行了改进研究。引入关联支柱技术研究了支柱连通对多支柱起落架载荷分配的影响,并在支柱连通的情况下对起落架的缓冲性能进行了改进,为多支柱起落架载荷分配的研究奠定了基础。