艙段
- 基于多孔特征約束的艙段對接姿態(tài)識別方法*
姿測量方法在大型艙段裝配中被廣泛運用[2]。由于艙段的尺寸大以及相機的視場局限性，艙段對接階段通常借助靶標(biāo)等輔助工具作為艙段位姿的測量特征點[3]，但靶標(biāo)在安裝時存在定位誤差。對于飛機、航天器等大型艙段以及端面上的孔和銷的協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度和軸線有嚴(yán)格精度要求[4]，因此，目前大型部件裝配會選擇部件上的裝配孔作為關(guān)鍵特征，通過多個裝配孔來擬合出大型部件的空間位姿或直接利用裝配孔的位姿實現(xiàn)大型部件的裝配。目前，最廣泛的艙段對接方式是點集匹配，利用艙段上的對接孔和對接
航空制造技術(shù) 2023年22期2024-01-18
- 考慮失穩(wěn)模態(tài)型初始缺陷船體艙段極限強度分析
展開研究，但針對艙段或全船整體結(jié)構(gòu)極限強度的計算方法研究較少。隨著計算機計算能力的增強，基于艙段結(jié)構(gòu)甚至全船結(jié)構(gòu)的高等分析法進(jìn)行船舶結(jié)構(gòu)設(shè)計成為發(fā)展趨勢。相關(guān)研究[6–9]表明，高等分析法中所引入的初始缺陷形態(tài)至關(guān)重要，直接影響極限強度計算結(jié)果。船舶結(jié)構(gòu)中存在凹陷、初始變形和殘余應(yīng)力等多種初始缺陷[10]，現(xiàn)階段一般通過施加結(jié)構(gòu)整體位移缺陷來模擬結(jié)構(gòu)中存在的各種缺陷形式。目前，常采用屈曲型初始撓度引入初始缺陷進(jìn)行艙段極限強度計算。白寶強[11]應(yīng)用Abaq
艦船科學(xué)技術(shù) 2023年10期2023-06-15
- AUV 模塊化對于操縱性的影響分析
攜帶多種傳感器的艙段能夠減少制造成本，可以根據(jù)觀測任務(wù)的需要自由更換或增加艙段。一般情況下，實現(xiàn)AUV 搭載更多探測設(shè)備的方法有增加附體、改變AUV 外殼外形和增加艙段等。在增加附體方面，趙金鑫[2]根據(jù)某些任務(wù)為AUV 設(shè)計了大尺度掛載，并根據(jù)操縱性分析對比，得出大尺度掛載對AUV 的操縱性運動的性能影響量，對于大型的附加載體采用該方法較好。在通過改變AUV 自身外形方面，許錦宇[3]設(shè)計出采取上下雙半橢圓組合的橫截面結(jié)構(gòu)，能讓搭載的機械手收縮并貼合在A
艦船科學(xué)技術(shù) 2023年10期2023-06-15
- 某系列裝備艙段級維修模式探討
。為此，提出實施艙段級維修。艙段級維修是把整個艙段作為一個模塊進(jìn)行更換，它貫徹了裝備模塊化設(shè)計和維修的理念。以模塊化為手段，可實現(xiàn)快速更換故障模塊，簡化維修技術(shù)。未來信息化戰(zhàn)場瞬息萬變，戰(zhàn)機稍縱即逝，快節(jié)奏的作戰(zhàn)必然要求提高維修保障的時效性，而艙段級維修迎合了“快速決定性作戰(zhàn)”的理念。國外重視模塊化設(shè)計與維修，大大提高了裝備的維修性及綜合保障能力。目前，國內(nèi)也重視裝備的模塊化設(shè)計與簡化維修，某型導(dǎo)彈已有了艙段級維修的實踐，得到了部隊的認(rèn)可。因此，研究艙段級
科技與創(chuàng)新 2023年10期2023-06-01
- 低溫火箭統(tǒng)一供配氣吹除系統(tǒng)試驗研究
接器脫落可靠性，艙段吹除系統(tǒng)采用統(tǒng)一供配氣模式。為驗證該模式中各艙段吹除流量分配的合理性，建立了多級火箭的艙段吹除試驗系統(tǒng)，通過試驗獲得了各艙段流量，同時獲得不同進(jìn)箭溫度下各艙段吹除流量的變化。結(jié)果表明：采用孔板前壓力和溫度測試數(shù)據(jù)計算艙段流量能有效表征實際流量，在滿足熱環(huán)境條件的情況下適當(dāng)提高吹除溫度能有效降低各艙段流量從而減少地面供氣系統(tǒng)規(guī)模，試驗結(jié)果與仿真分析結(jié)果吻合較好，為后續(xù)大型火箭研制提供了參考?；鸺?；吹除系統(tǒng)；統(tǒng)一供配氣模式0 引 言隨著航天
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2023年1期2023-03-09
- 導(dǎo)彈艙段對接姿態(tài)偏差測量方法研究*
空空導(dǎo)彈是由多個艙段組成，具有尺寸小、質(zhì)量大、對接面特征復(fù)雜等特點。目前對接模式是人工將待對接的兩個艙段放置到對接臺的托架上，手動調(diào)節(jié)托架位置，使相鄰兩個艙段的軸線對準(zhǔn)、對接面上的定位銷及定位槽精準(zhǔn)配合[1]。因各艙段重量較大、艙段間配合公差高要求等因素，依靠人工將各艙段間的同軸度偏差和圓周方向上定位銷與定位槽的對準(zhǔn)偏差調(diào)整到要求范圍內(nèi)，存在效率低、精度和質(zhì)量難以保證等問題。實現(xiàn)對接工序的自動化、智能化是保證裝調(diào)質(zhì)量和安全性的前提下實現(xiàn)產(chǎn)能提升的一個重要途
組合機床與自動化加工技術(shù) 2022年5期2022-06-08
- 美國宇航局接管國際空間站充氣式艙段
國際空間站充氣式艙段的產(chǎn)權(quán)和所有權(quán)轉(zhuǎn)交給美國宇航局約翰遜航天中心。美國宇航局已把獨家采購合同授予加州圣迭戈ATA工程公司，為建造和管理該艙段提供工程支持，其使用壽命有望延長到2032年。20多年前成立的比奇洛宇航公司是充氣式艙段技術(shù)研發(fā)的先行者，曾打算利用該技術(shù)建設(shè)一系列的空間站。不過，該公司拒絕參加美國宇航局發(fā)起的在國際空間站上加裝商業(yè)艙段的招標(biāo)。
太空探索 2022年3期2022-03-28
- 導(dǎo)彈艙段自動對接系統(tǒng)設(shè)計*
空空導(dǎo)彈是由多個艙段組成，具有尺寸小、質(zhì)量大、對接面特征復(fù)雜等特點[2]。導(dǎo)彈艙段對接裝配作為導(dǎo)彈總裝的首要環(huán)節(jié)，其裝配質(zhì)量和效率直接影響后續(xù)工序的生產(chǎn)計劃執(zhí)行效果。人工對接需人工觀察并手動調(diào)節(jié)托架，使各艙段的軸線方向及圓周對準(zhǔn)[3]。因各艙段重量較大、艙段間配合公差較小等因素，僅依靠人工較難快速將各艙段間的同軸度誤差和圓周方向上定位銷與定位槽的對準(zhǔn)偏差調(diào)整到要求范圍內(nèi)，對接過程繁重且效率低下。針對人工對接過程中存在的效率低、精度和質(zhì)量難以保證等問題，國內(nèi)
組合機床與自動化加工技術(shù) 2022年2期2022-03-04
- 航天飛行器鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計方法
升阻比氣動外形。艙段是航天飛行器重要組成部分，起承載、保證氣動外形等作用，在結(jié)構(gòu)上具有扁平化、非等截面、外形復(fù)雜、內(nèi)部空間狹小等特點。航天飛行器艙段尺寸滿足鑄造要求，為確保研制進(jìn)度，通常采用鑄造方法節(jié)省制造與裝配時間。在方案論證階段，彈道、氣動、載荷等條件多輪迭代以尋找最優(yōu)解，艙段結(jié)構(gòu)方案會隨之變化以滿足總體設(shè)計需求，除此之外，應(yīng)力集中、剛度不足、結(jié)構(gòu)失穩(wěn)等結(jié)構(gòu)強度因素也會推動艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計方案的不斷完善?？傮w方案的多輪迭代與結(jié)構(gòu)設(shè)計方案的不斷完善對航天飛行
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2022年1期2022-02-17
- 導(dǎo)彈艙段六自由度并聯(lián)調(diào)姿托架設(shè)計及運動學(xué)分析
生產(chǎn)效率的瓶頸。艙段對接是導(dǎo)彈裝配過程的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，目前在架車上完成，通過人工調(diào)節(jié)托架高度，使兩個艙段中心線對齊后進(jìn)行裝配。這種裝配模式存在人員參與度高、過于依賴經(jīng)驗，裝配信息分散，無法集中管控等問題，直接影響了導(dǎo)彈生產(chǎn)效率。針對這種情況，美國SM-3導(dǎo)彈在世界上首次實現(xiàn)了自動化裝配[2]，利用產(chǎn)品數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)、生產(chǎn)執(zhí)行系統(tǒng)及綜合技術(shù)信息服務(wù)網(wǎng)絡(luò)實現(xiàn)了對整個生產(chǎn)過程的透明化管理[3-4]。白沙導(dǎo)彈利用飛機裝配領(lǐng)域的柔性裝配技術(shù)，實現(xiàn)了柔性對接[5]。近年來我
機械設(shè)計與制造 2022年1期2022-01-27
- 分艙段圓柱殼聲散射數(shù)值和試驗研究
水下潛器通常為多艙段結(jié)構(gòu)，根據(jù)填充介質(zhì)各艙段可分為充水和充空氣兩類，艙段之間通常由橫艙壁隔開[1]。常見水艙有主壓載水艙、輔助壓載水艙、武器補重水艙、魚雷環(huán)形間隙水艙、淡水艙、污水艙、發(fā)射水艙等，空氣艙則有指揮艙、動力艙等。艙段內(nèi)部填充的空氣介質(zhì)和水介質(zhì)的聲阻抗差異很大，使得殼體對聲波的透射能力不同。當(dāng)艙段內(nèi)部填充空氣介質(zhì)時，散射聲場主要由外殼及端面散射引起[2]；當(dāng)填充水介質(zhì)時，聲波將透射進(jìn)入艙體內(nèi)部，艙段內(nèi)部結(jié)構(gòu)如隔艙板等的散射聲場將會影響艙段的總體散
聲學(xué)技術(shù) 2021年5期2021-11-08
- 筒類艙段主動柔順對接策略
)0 引 言筒類艙段總裝是筒類艙段裝配中至為重要的一個環(huán)節(jié)，決定著筒類艙段的生產(chǎn)能力與產(chǎn)品質(zhì)量，而筒類艙段對接又是筒類艙段總裝過程中的關(guān)鍵工序[1-5]。目前，我國艙段對接技術(shù)主要采用傳統(tǒng)的人工對接工藝方法，艙段之間的對接在對接車上進(jìn)行，通過天吊將艙段放置于對接車上，人工調(diào)節(jié)對接車的位置以及角度，利用肉眼觀測使兩個艙段的軸心基本達(dá)到重合后進(jìn)行對接[6-7]。人工對接方法存在對接效率慢、對工人操作精度要求高、勞動強度大、對接精度無法保證等問題，無法滿足筒類艙
電機與控制學(xué)報 2021年9期2021-10-13
- 艙段自動對接裝置的結(jié)構(gòu)設(shè)計與有限元分析*
4)0 引 言在艙段裝配過程中，采用“部裝-總裝”的生產(chǎn)模式，部裝時完成艙段零部件的組裝，總裝階段完成各艙段之間的對接[1]。手工輔助裝配仍然是總裝的常用裝配模式，采用專用型架對艙段進(jìn)行定位和裝夾，技術(shù)工人在艙段對接過程中來調(diào)整艙段的位姿，有時需要對艙段進(jìn)行反復(fù)調(diào)姿才能滿足對接要求，調(diào)姿過程大量消耗技術(shù)工人的體力，且經(jīng)驗豐富的技術(shù)工人才能保障艙段的對接精度。自動對接相比于人工對接具有明顯的優(yōu)勢，用一套數(shù)字化和自動化裝配工裝完成兩節(jié)艙段之間的對接，它能提高產(chǎn)
機械研究與應(yīng)用 2021年4期2021-09-15
- 面向在軌服務(wù)的艙段間機電連接接口研究
[5]。為了滿足艙段對接與更換的在軌服務(wù)任務(wù)需求，本文對一種合作衛(wèi)星艙段間的機電連接接口進(jìn)行了研究。1 方案設(shè)計合作衛(wèi)星艙段間對接與更換在軌任務(wù)順利執(zhí)行，需要連接接口具備快速連接與分離的能力。首先，連接接口應(yīng)具備捕獲、調(diào)姿、定位、緊固等功能。另外，還應(yīng)具備電氣連接功能，來實現(xiàn)信號與數(shù)據(jù)的傳輸。圖1為新型機電連接接口，分為主動部分與被動部分，分別裝在主動艙段與被動艙段上。機電連接接口主要包括4個模塊：捕獲模塊(用于對被動艙段的抓捕)，其基本構(gòu)形為新型類錐桿式
機械制造與自動化 2021年3期2021-06-22
- 并聯(lián)機構(gòu)實現(xiàn)艙段對接的位姿測量方法及試驗研究
430074)艙段總裝對接是確保航空航天產(chǎn)品制造準(zhǔn)確性與質(zhì)量一致性的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。傳統(tǒng)串聯(lián)對接技術(shù)存在耗時耗力及對接質(zhì)量一致性差的缺點。因此，研究高質(zhì)高效艙段自動對接技術(shù)已成為航空航天制造領(lǐng)域的發(fā)展趨勢。隨著航空航天產(chǎn)品種類的多樣化，艙段類部件在外形尺寸及結(jié)構(gòu)特征等方面產(chǎn)生了較大差異。通常需要設(shè)計具有不同構(gòu)型特征與對接形式的裝置，并研究相應(yīng)的對接方法實現(xiàn)不同產(chǎn)品的艙段對接。例如：Mei等[1]介紹了應(yīng)用于飛機大部件裝配的多種柔性裝配夾具及對接方法。其中，在飛
工程科學(xué)與技術(shù) 2021年3期2021-06-10
- 單破片對導(dǎo)彈艙段毀傷的易損性快速分析方法
算破片對導(dǎo)彈目標(biāo)艙段毀傷概率的方法，能夠節(jié)省時間成本，可以較快速地對導(dǎo)彈艙段易損性作出分析，可為破片戰(zhàn)斗部對導(dǎo)彈目標(biāo)的毀傷評估提供一定的參考。1 毀傷概率計算方法研究單枚破片對目標(biāo)艙段的毀傷概率主要使用蒙特卡洛方法，即同一破片在一定范圍內(nèi)的隨機位置以隨機角度打擊目標(biāo)，以對目標(biāo)的毀傷頻率去代替毀傷概率，進(jìn)一步地完成對目標(biāo)易損性的分析。1.1 目標(biāo)模型仿真使用數(shù)值仿真方法研究破片打擊巡航導(dǎo)彈毀傷概率問題需要借助MATLAB軟件。在利用數(shù)值仿真方法進(jìn)行毀傷概率研
兵器裝備工程學(xué)報 2020年12期2021-01-12
- 彈/箭艙段殼體動力學(xué)等效建模及模態(tài)分析
；李為等[8]將艙段簡化平面梁模型，采用編程軟件組裝總體剛度矩陣和總體質(zhì)量矩陣，計算了艙段的模態(tài)頻率與振型。上述研究雖然將火箭艙段結(jié)構(gòu)等效為梁模型，但均未跳出有限元的范疇，無法反映模型細(xì)節(jié)?；谏鲜鰧W(xué)者研究成果，為能夠進(jìn)一步反映模型細(xì)節(jié)與提高計算效率，本文從薄壁圓柱殼出發(fā)，提出圓柱殼-等效梁模型，將其應(yīng)用于多段耦合梁結(jié)構(gòu)中，完成了對艙段殼結(jié)構(gòu)振動特性分析參數(shù)化建模。以有限元方法為參考，與本文方法對比分析，驗證不同邊界條件、幾何參數(shù)下的仿真精度，并在此基礎(chǔ)上
固體火箭技術(shù) 2020年5期2020-11-14
- 多艙段航天器振動基頻分配速算方法
越來越多地采用多艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計。多艙段航天器一般由相互獨立而又相互聯(lián)系的若干艙段或子器組成，每個艙段或子器可以相對獨立地完成特定的任務(wù)，相互之間通過連接解鎖裝置、電連接器等實現(xiàn)機械和電接口的連接與分離。在型號工程實踐中，經(jīng)常將這些艙段的設(shè)計任務(wù)分包給不同的部門甚至不同的單位，這就要求總體設(shè)計人員在研制階段初期將整器的功能性能指標(biāo)分解為各艙段的功能性能指標(biāo)。對于整器結(jié)構(gòu)來說，由于運載火箭方對于航天器一般有縱向和橫向基頻的設(shè)計要求，據(jù)此總體設(shè)計人員不難提出整器的
航天器環(huán)境工程 2020年1期2020-11-05
- 熱塑性復(fù)合材料艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計及整體成形技術(shù)分析
性復(fù)合材料應(yīng)用于艙段上，只有少部分飛機的非承力部件用的是熱塑性復(fù)合材料，如“八五”期間采用靜電粉末法PEEK熱塑性預(yù)浸料制造的某型平板艙門；肖娟，彭興國，高彬[2]采用聚酰亞胺樹脂/T300碳纖維無緯布和織物制造的某型無人機后機身艙門結(jié)構(gòu)。傳統(tǒng)飛行器艙段大部分采用金屬鑄造及鈑鉚結(jié)構(gòu)等方法制造，結(jié)構(gòu)形式主要表現(xiàn)為傳統(tǒng)硬殼式結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)重量占比較大，無法達(dá)到減重要求。為了達(dá)到輕量化設(shè)計要求，本文首次將熱塑性復(fù)合材料應(yīng)用于復(fù)雜加筋艙段的結(jié)構(gòu)設(shè)計中。1 加筋艙段結(jié)構(gòu)
教練機 2020年3期2020-10-15
- 火箭模態(tài)振型斜率預(yù)示方法研究
必須要對慣性器件艙段進(jìn)行精細(xì)化建模，土星V火箭在對儀器艙進(jìn)行細(xì)化建模后，發(fā)現(xiàn)采用模態(tài)綜合方法計算得到的某些模態(tài)在儀器艙上、下端面出現(xiàn)了振型斜率符號的改變，即便子結(jié)構(gòu)自由模態(tài)截斷頻率選取到50 Hz，仍然無法對局部陀螺轉(zhuǎn)角進(jìn)行準(zhǔn)確的預(yù)示，經(jīng)過工程師分析，最終通過引入邊界位移模擬動態(tài)載荷對局部轉(zhuǎn)角的影響，解決了這個計算方面的問題[4]。阿里安5火箭的結(jié)構(gòu)動力學(xué)模型比土星V更加復(fù)雜，其低溫貯箱用六節(jié)點三角形殼單元建模、助推器用四邊形殼單元建模、儀器艙也用殼單元建
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2020年4期2020-08-14
- 艙段結(jié)構(gòu)熱振耦合環(huán)境下仿真分析
題，本文以某彈載艙段為研究對象，建立了有限元模型進(jìn)行分析計算，綜合施加溫度和振動載荷，對艙段的響應(yīng)進(jìn)行了分析，確定了在熱振環(huán)境下艙段薄弱位置，并對艙段的疲勞壽命進(jìn)行計算分析，為有效保障裝備的可靠性提供依據(jù)。1 基礎(chǔ)理論熱振耦合分析方法流程如圖1 所示。由圖1 可知，首先根據(jù)實物建立艙段的幾何模型，并在保證分析結(jié)果精確度的條件下對模型進(jìn)行簡化；其次運用ANSYS Workbench 對模型進(jìn)行合理的網(wǎng)格劃分，并通過結(jié)構(gòu)單元質(zhì)量確定網(wǎng)格劃分的合理性；之后設(shè)置艙
上海航天 2020年3期2020-06-30
- 基于在線調(diào)姿的航天器艙段自動對接系統(tǒng)設(shè)計
在線調(diào)姿的航天器艙段自動對接系統(tǒng)設(shè)計陳冠宇1，成群林1，何 軍1，郭具濤1，張解語2（1. 上海航天精密機械研究所，上海，201600；2. 西安電子科技大學(xué)，西安，710071）為解決中小型航天器艙段結(jié)構(gòu)尺寸多樣造成的自動化對接效率低、精度差等問題，提出了一種基于在線調(diào)姿的自動對接系統(tǒng)。該系統(tǒng)采用多自由度、可適應(yīng)性調(diào)姿托架設(shè)計及多傳感器數(shù)字化在線測量技術(shù)，通過調(diào)姿運動學(xué)分析，優(yōu)化了航天器艙段對接流程，有效提高了航天器艙段對接的精度和效率。搭建了一臺航天器
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2020年1期2020-03-27
- 浮式核電站的堆艙安全殼艙段溫度場和溫度應(yīng)力分析
此，在堆艙安全殼艙段的設(shè)計階段，需要進(jìn)行溫度場和溫度應(yīng)力的計算分析。本文基于封閉無源空腔的熱流量守恒，計算出艙段內(nèi)各個腔室的空氣溫度，并通過有限元仿真，得到艙段的溫度場和溫度應(yīng)力分布。1 研究對象1.1 幾何模型俄羅斯的 “羅蒙諾索夫” 號是1 艘典型的浮式核電站，其主體為1 艘無動力的大型駁船。長140 m，寬30 m，最大吃水為5.6 m，最大排水量21 500 t[1]?！傲_蒙諾索夫” 號搭載有2 個 “KLT-40S” 型核反應(yīng)堆，核反應(yīng)堆被放置于
艦船科學(xué)技術(shù) 2019年10期2019-11-25
- 基于多傳感器測量的航天器艙段自動對接位姿調(diào)整方法
安710071）艙段對接是影響航天器整體質(zhì)量的關(guān)鍵因素之一，目前國內(nèi)仍大多采用人工方式，效率低、精度差、可靠性難以保證，難以滿足迫切的市場需求。因此，研發(fā)整套的高效、高精、柔性的自動艙段對接系統(tǒng)迫在眉睫[1-3]。在艙段自動對接過程中，需要對艙段的位姿進(jìn)行精確、快速地測量以得到其相對位姿誤差，并針對該誤差進(jìn)行有效的調(diào)整。艙段位姿測量和調(diào)整是保證對接效率、精度和質(zhì)量的關(guān)鍵，具有重要的研究意義和應(yīng)用價值。目前，國內(nèi)外已有多家機構(gòu)對位姿的測量和調(diào)整方法進(jìn)行了研究
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2019年6期2019-06-26
- 基于艙段數(shù)據(jù)的整船沖擊環(huán)境組合預(yù)報方法
沖擊環(huán)境、預(yù)報、艙段、沖擊譜艦船的抗沖擊能力直接關(guān)系到其戰(zhàn)斗力和生命力，因此準(zhǔn)確預(yù)報艦船的沖擊環(huán)境具有重大意義。目前，國內(nèi)外學(xué)者對于艦船沖擊環(huán)境的預(yù)報開展了一系列研究。Greenhorn[1]采用沖擊因子預(yù)報沖擊環(huán)境，但沒有考慮船體及設(shè)備安裝的差異；錢安其[2]對不同爆炸沖擊因子作用下的數(shù)值仿真結(jié)果進(jìn)行對比分析，歸納出爆炸沖擊因子與設(shè)備沖擊環(huán)境關(guān)系，擬合出沖擊環(huán)境經(jīng)驗公式；馮麟涵[3]通過分離變量法將沖擊環(huán)境的預(yù)報分為特征譜速度和沖擊環(huán)境本征方程兩部分，結(jié)
噪聲與振動控制 2019年3期2019-06-25
- 基于Autodyn評估破片戰(zhàn)斗部對雷達(dá)目標(biāo)的毀傷效應(yīng)*
片數(shù)及對目標(biāo)要害艙段的毀傷效果是其難點所在。戰(zhàn)斗部命中目標(biāo)破片數(shù)計算以及毀傷效果的描述大致有以下幾種方法[1-4]:鞏立先等借助統(tǒng)計學(xué)原理建立起破片在空間的分布規(guī)律,向目標(biāo)區(qū)域進(jìn)行投影,從而得出破片密度及殺傷概率;王偉紅等對單枚破片追蹤或?qū)ζ破陲w散區(qū)內(nèi)進(jìn)行離散,得到破片的空間飛行軌跡,計算出命中目標(biāo)的破片總數(shù)并描述出目標(biāo)的毀傷情況;錢立新等以目標(biāo)為研究對象,將目標(biāo)構(gòu)件離散化為一定數(shù)目的面積微元,通過判斷面積微元是否在戰(zhàn)斗部動態(tài)毀傷區(qū)域內(nèi),計算出命中目標(biāo)的
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2019年5期2019-05-28
- 導(dǎo)彈數(shù)字化對接系統(tǒng)動態(tài)測量算法設(shè)計及對接試驗研究*
引 言傳統(tǒng)的導(dǎo)彈艙段對接裝配多采用剛性工裝定位和手工制孔連接的手工式裝配，這種裝配方式效率低、一致性差，且難以應(yīng)用于大型導(dǎo)彈艙段的對接裝配，不能滿足我國導(dǎo)彈高精度、高效率和高可靠性生產(chǎn)的需要。自20世紀(jì)80年代以來，計算機技術(shù)和各種新的裝配工藝技術(shù)的飛躍發(fā)展使得數(shù)字化柔性對接的實現(xiàn)具備了必要的技術(shù)基礎(chǔ)。導(dǎo)彈數(shù)字化柔性對接技術(shù)的研究對我國導(dǎo)彈生產(chǎn)具有重大意義，不但能夠提高導(dǎo)彈裝配的精度和一致性，還能極大地提高裝配效率，解決大型導(dǎo)彈艙段對接裝配困難的問題。數(shù)字
飛控與探測 2019年2期2019-05-22
- 含裂紋損傷的艙段剩余極限強度研究
5]探究了裂紋對艙段結(jié)構(gòu)的影響因素并將平板裂紋簡化公式運用在艙段結(jié)構(gòu)上。本文以典型艙段結(jié)構(gòu)為研究對象，開展在扭轉(zhuǎn)、彎曲荷載分別作用下的極限強度研究，提出了考慮厚度影響的含裂紋艙段結(jié)構(gòu)剩余極限強度評估公式。1 含裂紋結(jié)構(gòu)剩余極限強度評估方法1.1 含裂紋平板結(jié)構(gòu)極限強度評估結(jié)構(gòu)極限強度的評估方法很多，有基于屈服極限σs的極限強度評估公式，也有基于強度極限σb的極限強度評估公式。Paik（2002）以含裂紋平板結(jié)構(gòu)（見圖1）為研究對象，基于屈服極限σs，提出了
艦船科學(xué)技術(shù) 2019年2期2019-03-07
- 一種通用的航天器在軌分離設(shè)計方法
還要求分離后多個艙段能夠正常運行。如一個艙段繼續(xù)在軌飛行，執(zhí)行遙感或其它科學(xué)探測任務(wù)，另一艙段則進(jìn)入大氣或動力下降，完成著陸或巡視探測任務(wù)。本文從航天器在軌分離時序設(shè)計的角度出發(fā)，重點考慮航天器在軌分離的可靠和安全。首先，要保證分離邏輯的可靠，從分離時序的角度出發(fā)即要明確分離后需要完成的任務(wù)，分析完成相應(yīng)任務(wù)所需要工作的設(shè)備。確認(rèn)完成后，保證可靠要解決的問題就是確保對應(yīng)設(shè)備能夠準(zhǔn)確可靠地獲取分離所觸發(fā)的信號，由此引申出分離信號的可靠配置以及分離信號的可靠邏
深空探測學(xué)報 2018年4期2019-01-10
- 一種用于采樣返回的兩艙段聯(lián)合供電技術(shù)研究
100094)多艙段組合航天器是空間飛行器的一種，在返回式衛(wèi)星、飛船、探月工程中已得到廣泛應(yīng)用。如ESA的“火星快車”，由軌道器和著陸器(獵兔犬-2)組成，我國返回式衛(wèi)星和“神舟”系列飛船一般由軌道艙、推進(jìn)艙和返回艙組成，嫦娥三號探測器由著陸器與巡視器組成。隨著空間探測目標(biāo)任務(wù)日益豐富，尤其以空間站為代表的載人航天探測任務(wù)和以月球著陸、巡視勘探、采樣返回任務(wù)為代表的深空探測任務(wù)，往往采用多艙段組合方式完成預(yù)定探測任務(wù)。常規(guī)航天器經(jīng)由運載火箭發(fā)射入軌后，在任
航天器工程 2018年4期2018-09-15
- 基于目標(biāo)彎矩的艙段結(jié)構(gòu)總縱強度直接計算方法
范要求[1]選取艙段模型進(jìn)行直接計算和強度評估[2-3]。在許多船舶設(shè)計初期，可能僅能提供船體各站的垂向彎矩和剪力分布，此時采用簡支梁，可反推得到艙段模型兩端的支反力以及中間各強框架處的剪力，以等效節(jié)點力的形式施加到目標(biāo)位置承受剪力作用的節(jié)點上，結(jié)合端面彎矩得到滿足總縱強度要求的彎矩分布[4]。為了實現(xiàn)考慮總縱彎矩分布的艙段結(jié)構(gòu)強度直接計算和設(shè)計，提出3種以等效節(jié)點力模擬船體梁總縱彎矩、剪力的方法。以某船艙段模型直接計算為例，分別根據(jù)3種方法計算艙段內(nèi)各強
船海工程 2018年4期2018-08-27
- 溫度場對水下航行器電池艙段結(jié)構(gòu)強度和剛度的影響
于水下航行器電池艙段研究的文章尚不多見，而對于電池艙段的溫度場對其結(jié)構(gòu)本身強度和剛度的影響研究尚未發(fā)現(xiàn)。本文以某型電動力水下航行器的電池艙段為研究對象，利用CATIA及Ansys Workbench軟件為工具進(jìn)行建模仿真，首先在考慮不同海水溫度的工況下，討論了不同溫度場對水下航行器電池艙段的動力學(xué)特性的影響；其次討論了不同貯存、運輸溫度環(huán)境條件下，電池艙段結(jié)構(gòu)抵抗脈沖沖擊載荷的能力，進(jìn)而為水下航行器的設(shè)計提供建議和依據(jù)。1 熱傳遞數(shù)學(xué)模型1.1 基本原理本
艦船科學(xué)技術(shù) 2018年7期2018-07-25
- 面向筒類艙段自動裝配的兩點定位調(diào)姿方法
生產(chǎn)制造過程中，艙段對接是航天器總裝的核心工序，“部裝-總裝”是常用的生產(chǎn)模式，即首先完成對接艙段的組裝生產(chǎn)，然后在總裝時實現(xiàn)各艙段之間的對接［1］。自動對接技術(shù)是非人為干涉的自動化對接過程［2］，實現(xiàn)對接艙段自動調(diào)姿可提高航天器的裝配效率和品質(zhì)均一性，合理的調(diào)姿方法是實現(xiàn)艙段自動調(diào)姿對接的關(guān)鍵。在現(xiàn)有的艙段自動調(diào)姿技術(shù)中，多是采用并聯(lián)機構(gòu)［3?5］或可等效為并聯(lián)機構(gòu)的若干三坐標(biāo)定位器組成的位姿調(diào)整系統(tǒng)來實現(xiàn)部件的自動調(diào)姿。易旺民等［6］提出采用6?SPS
中國機械工程 2018年12期2018-06-29
- 基于振動分析技術(shù)的潛艇艙段結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計
動分析技術(shù)的潛艇艙段結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計劉文璽，周其斗(海軍工程大學(xué) 艦船工程系，湖北 武漢 430033)艙段是潛艇的主要組成部分，為了降低潛艇結(jié)構(gòu)的振動，在設(shè)計艙段時，需要選擇合適的結(jié)構(gòu)參數(shù)。艙段的基本結(jié)構(gòu)是外殼板、縱骨和肋骨，選擇外殼板的板厚、縱骨和肋骨的截面尺寸、縱骨和肋骨的數(shù)量作為設(shè)計參數(shù)，分別計算參數(shù)不同時艙段結(jié)構(gòu)振動均方法向速度，根據(jù)計算結(jié)果，總結(jié)振動響應(yīng)的譜峰頻率、峰值與激振力頻率、作用方向、艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計參數(shù)之間的關(guān)系，以此為基礎(chǔ)，合理地設(shè)計艙段結(jié)
艦船科學(xué)技術(shù) 2017年7期2017-08-02
- 導(dǎo)彈關(guān)鍵艙段螺栓聯(lián)接的隨機振動響應(yīng)分析
張榮軍?導(dǎo)彈關(guān)鍵艙段螺栓聯(lián)接的隨機振動響應(yīng)分析郇光周 陳亞玲 楊 琪 張榮軍（陜西電器研究所，西安710025）應(yīng)用有限元方法對導(dǎo)彈關(guān)鍵艙段間螺栓聯(lián)接進(jìn)行了隨機振動分析。利用有限元分析軟件建立了艙段螺栓聯(lián)接的有限元模型，根據(jù)工程實際施加指導(dǎo)扭矩對聯(lián)接螺栓施加一定的預(yù)緊力，靜力分析與模態(tài)分析得到其振動特性。加載PSD功率譜，進(jìn)行艙段螺栓聯(lián)接的軸向隨機振動分析，得到了導(dǎo)彈關(guān)鍵艙段聯(lián)接螺栓關(guān)鍵節(jié)點的PSD響應(yīng)。在相同隨機激勵譜條件下，探討螺栓預(yù)緊力大小的變化對導(dǎo)
航天制造技術(shù) 2017年3期2017-07-06
- 基于Stewart平臺的導(dǎo)彈艙段自動對接方法研究
部段一般被稱為“艙段”。影響艙段裝配質(zhì)量的因素很多,但實踐證明,對于最終裝配質(zhì)量的提高,改善裝配技術(shù)比提高制造精度更行之有效[1]。因此,探究高精度、自動化的艙段對接技術(shù)具有重要意義。目前我國的導(dǎo)彈艙段對接技術(shù)依然停留在依靠操作人員經(jīng)驗的階段[2]。近年來,國內(nèi)諸多總裝廠也引入了先進(jìn)的測量定位裝置,如室內(nèi)GPS系統(tǒng)、激光跟蹤儀等,但因為缺少數(shù)字化的自動對接系統(tǒng),裝配效率和質(zhì)量提高并不明顯。郭志敏等人[3]研制了一種精密三坐標(biāo)POGO柱來完成艙段對接,該裝置
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2017年5期2017-05-03
- 航天器不同艙段一次母線接地設(shè)計
94）航天器不同艙段一次母線接地設(shè)計夏 輝1，劉 靜2（1.北京衛(wèi)星制造廠；2.北京空間飛行器總體設(shè)計部：北京 100094）隨著多艙段航天器的發(fā)展和航天器上供配電設(shè)備的增多，設(shè)備之間的相互干擾問題日益突出。文章對不同艙段的電源接地方式進(jìn)行分析研究，給出航天器不同艙段的一次母線接地設(shè)計方案及實際應(yīng)用案例，為后續(xù)多艙段接地設(shè)計提供經(jīng)驗參考。多艙段航天器；供配電設(shè)備；電磁兼容性；接地設(shè)計；一次母線；并網(wǎng)控制器0 引言接地設(shè)計是航天器自身和所有星上設(shè)備正常工作的
航天器環(huán)境工程 2017年1期2017-03-08
- HCSR直接計算邊界條件合理性分析
中區(qū)域345艙的艙段模型，保持網(wǎng)格和載荷不變，施加邊界條件，進(jìn)行艙段結(jié)構(gòu)強度直接計算，并與全船直接計算在345艙段范圍內(nèi)對應(yīng)的應(yīng)力應(yīng)變值進(jìn)行對比分析。計算結(jié)果表明，在評估區(qū)域內(nèi)同一節(jié)點的應(yīng)變值和同一單元的應(yīng)力值相差很小，驗證了HCSR直接計算中邊界條件的合理性。HCSR；邊界條件；有限元；強度計算為了消除《散貨船共同結(jié)構(gòu)規(guī)范》(CSR_BC，common structure rules for bulk carriers)[1]和《雙殼油船共同結(jié)構(gòu)規(guī)范》(
船海工程 2017年1期2017-03-04
- 水下非接觸爆炸沖擊下艙段模型的仿真分析
非接觸爆炸沖擊下艙段模型的仿真分析吳敵，吳廣明，李正國，曹林（中國艦船研究設(shè)計中心，上海 201108）水下非接觸爆炸沖擊波容易引起艦船局部結(jié)構(gòu)的大變形或破損。本文以艙段模型為基礎(chǔ)，分別修改外底板板厚、增加強肋骨和龍骨數(shù)量得到了 3種新的艙段結(jié)構(gòu)模型。使用 ABAQUS 軟件對各艙段水下非接觸爆炸沖擊下的動態(tài)響應(yīng)進(jìn)行仿真計算，對外板塑性變形、內(nèi)底及各層甲板應(yīng)力和加速度峰值進(jìn)行分析和對比。結(jié)果表明：在本文的工況下，增加強肋骨數(shù)量能明顯減小舷側(cè)塑性變形；增加外
艦船科學(xué)技術(shù) 2016年9期2016-11-04
- 邊界約束對爆炸載荷作用下艙段結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響分析
對爆炸載荷作用下艙段結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響分析陸 鼎，張世聯(lián) （上海交通大學(xué) 船舶海洋與建筑工程學(xué)院，上海 200240）針對一般約束和將舷外水簡化為附連水質(zhì)量及水彈簧約束的三艙段模型，分別計算艙內(nèi)和空中爆炸載荷作用下的艙段結(jié)構(gòu)響應(yīng)，對其主要響應(yīng)特征的塑性變形進(jìn)行比較分析。分析結(jié)果表明：在研究艙內(nèi)爆炸問題時，舷外水對結(jié)構(gòu)抗爆響應(yīng)的影響較小，可以忽略；而在研究空中爆炸問題時，舷外水對結(jié)構(gòu)抗爆響應(yīng)的影響較大，必須計及。舷外水；艙內(nèi)爆炸；空中爆炸0 引 言目前，研究結(jié)構(gòu)
艦船科學(xué)技術(shù) 2016年4期2016-08-17
- 某飛行器復(fù)合材料薄壁加筋結(jié)構(gòu)艙段穩(wěn)定性分析*
材料薄壁加筋結(jié)構(gòu)艙段穩(wěn)定性分析*劉文一焦冀光(91550部隊大連116023)摘要為了研究復(fù)合材料薄壁加筋結(jié)構(gòu)艙段的在特定載荷下的穩(wěn)定性,采用有限元方法仿真計算了在艙段薄壁厚度不變時,筋條截面積在200mm2、300mm2和400mm2下,艙段穩(wěn)定性隨著筋條高度變化情況,得到了臨界載荷,計算結(jié)果可作為工程設(shè)計參考依據(jù)。關(guān)鍵詞艙段; 屈曲; 有限元法Stability Analysis of A Aircraft’s Thin-walled Reinforc
艦船電子工程 2016年2期2016-03-15
- 內(nèi)置式框架肋骨加強的長艙段艙段失穩(wěn)臨界壓力理論計算方法研究
言隨著環(huán)肋圓柱殼艙段長度的增加，艙壁對艙段內(nèi)殼板的支撐作用減弱，環(huán)肋圓柱殼的艙段穩(wěn)定性逐漸變差。對于艙段長度L與耐壓殼半徑R之比超過5的長艙段，艙段失穩(wěn)臨界壓力是制約艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計的一個重點問題。工程上常通過設(shè)置框架肋骨來解決這一問題。有關(guān)學(xué)者[1-5]已對框架肋骨對艙段失穩(wěn)臨界壓力的影響情況予以相應(yīng)的分析研究，得出框架肋骨對長艙段理論失穩(wěn)臨界壓力的影響規(guī)律，并對理論計算方法進(jìn)行了一定的探討，但對理論計算公式的適用范圍和修正方法尚未作深入的分析研究，缺乏工程
船舶力學(xué) 2014年11期2014-12-12
- 長艙段耐壓結(jié)構(gòu)研究進(jìn)展
艙室，環(huán)肋圓柱殼艙段尺度有不斷增加的趨勢[1-2]。相比于一般的環(huán)肋圓柱殼，長艙段環(huán)肋圓柱殼長度與半徑之比明顯大于一般的環(huán)肋圓柱殼[3]，使得艙段的穩(wěn)定性問題突出。通過設(shè)置框架肋骨可在一定程度上改善長艙段的力學(xué)性能。長艙段是一種特殊的環(huán)肋圓柱殼，主要應(yīng)用于較大深度的水下環(huán)境，其結(jié)構(gòu)力學(xué)特性的計算方法可以參考普通環(huán)肋圓柱殼。然而長艙段與普通環(huán)肋圓柱殼結(jié)構(gòu)參數(shù)的不同，所受外部壓力亦有較大的增加，造成普通環(huán)肋圓柱殼結(jié)構(gòu)力學(xué)特性計算方法不完全適用于長艙段耐壓結(jié)構(gòu)設(shè)
船海工程 2014年6期2014-06-27
- 艙段截斷時邊界條件的選取方法
此如果只關(guān)心某個艙段的響應(yīng)特性，為了建模和分析方便，不需建立整船的有限元模型。對所關(guān)心艙段進(jìn)行計算分析，單個的艙段模型能否代替多艙段，卻研究不多。Yoshikawa[1]等分析表明，對于簡單殼體，在一定頻率以上，艙段的振動特性與無限長結(jié)構(gòu)的振動特性比較接近，也就是說結(jié)構(gòu)的截斷對振動的影響不是很大。對于潛艇等較為復(fù)雜的系統(tǒng)，殷學(xué)文[2]等認(rèn)為，在低于艇體艙段第一階彈性頻率的頻段上，用單艙段來模擬整個艇體，殼體表面振速誤差較大，不能用單艙段模擬整艇來進(jìn)行定量分
艦船科學(xué)技術(shù) 2014年2期2014-02-03
- 運輸機群貨物裝載方案生成方法
裝箱算法有“最佳艙段適應(yīng)法”（BFL，Best Fit Level）［1］、“寬度排序試驗法”（CLS）［2］以及“雙邊插入法”（FC，F(xiàn)loor－Ceiling）［2］等.但這些參考文獻(xiàn)均未給出上述算法的完整介紹，且方法僅限于單機貨物的裝載，也未考慮如何進(jìn)行貨物重心位置的調(diào)整，以保證運輸機的飛行穩(wěn)定性與安全性等具體問題.針對現(xiàn)有研究工作中尚存在的這些問題，本文開展了運輸機群貨物的裝載方法研究：首先確定了機群貨物裝載的順序，其次，生成了各架飛機貨物裝載的初
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2013年6期2013-12-19
- 飛行器艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計方法研究
0040)飛行器艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計方法研究蔡 敏，肖任勤，胡善剛，鮑永定(湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計所，湖北武漢 430040)分析了飛行器艙段結(jié)構(gòu)傳統(tǒng)設(shè)計方法中存在反復(fù)修改、重復(fù)性工作量大、設(shè)計效率低等問題，研究了產(chǎn)品快速設(shè)計方法，提出了一種基于CAD/CAE集成的艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計方法，并運用Visual C++開發(fā)語言，結(jié)合數(shù)據(jù)庫、人機交互等技術(shù)，開發(fā)了飛行器艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計平臺，實現(xiàn)了飛行器艙段結(jié)構(gòu)的快速設(shè)計，縮短了產(chǎn)品開發(fā)周期。飛行器結(jié)構(gòu);快速設(shè)計;
機械設(shè)計與制造工程 2013年5期2013-01-06
- 空間站耦合式熱管理系統(tǒng)性能分析
號系列為代表的單艙段結(jié)構(gòu)逐漸發(fā)展到以“和平”號和國際空間站為代表的多艙段組合體式結(jié)構(gòu)[5-8]，各個艙段不但機械連接，而且還并網(wǎng)進(jìn)行艙間大額度功耗調(diào)配，在此模式下，組合體的熱負(fù)荷會重新分配，熱管理方案必須能夠適應(yīng)熱負(fù)荷的變化，保證各艙段的溫度水平處于正常范圍。適應(yīng)各艙段熱負(fù)荷變化的最簡單熱管理途徑是各艙段熱管理系統(tǒng)獨立并按單艙可能經(jīng)歷的最大熱負(fù)荷進(jìn)行設(shè)計，由于艙段熱負(fù)荷包括艙段自身熱負(fù)荷和艙間功耗調(diào)配兩部分，這種設(shè)計會使熱管理系統(tǒng)規(guī)模加大，并且各艙獨立的設(shè)
載人航天 2012年1期2012-09-21
- 某型導(dǎo)彈艙段連接結(jié)構(gòu)強度可靠性靈敏度分析①
荷共同作用，導(dǎo)彈艙段連接結(jié)構(gòu)承受一定強度的預(yù)應(yīng)力載荷。在氣動載荷和慣性載荷的作用下，艙段結(jié)構(gòu)可能會發(fā)生強度失效［1］。迄今為止，飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計中的強度、壽命分析還只是在確定性領(lǐng)域內(nèi)進(jìn)行［2－4］。事實上，對于同一批次的導(dǎo)彈艙段結(jié)構(gòu)，雖然制造的依據(jù)是同一份圖紙，但由于加工偏差等因素，使實際導(dǎo)彈艙段結(jié)構(gòu)尺寸具有一點隨機性，這種隨機性可從一批導(dǎo)彈艙段結(jié)構(gòu)尺寸測量得到其統(tǒng)計值。在對艙段結(jié)構(gòu)進(jìn)行強度分析中，盡管確定性分析是安全的，但由于結(jié)構(gòu)尺寸的隨機分散性，結(jié)構(gòu)仍有
固體火箭技術(shù) 2011年6期2011-08-31
- 潛艇長艙段結(jié)構(gòu)強度和穩(wěn)定性研究
64)1 概述長艙段通常是普通艙段的2～3倍，潛艇采用長艙段有利于總體、設(shè)備的合理布置，特別是大型設(shè)備模塊的布置，具有空間利用率高、結(jié)構(gòu)重量輕等優(yōu)勢，因此在潛艇上得到廣泛應(yīng)用，如美國的“鱘魚”級核潛艇、“一角鯨”號核潛艇、“俄亥俄”級核潛艇等(圖1～圖2)。與短艙室相比，長艙段的總體穩(wěn)定性問題比較突出。為了提高艙段的總體穩(wěn)定性，通常需要在艙段合適位置設(shè)置1～2根框架肋骨作為強支撐邊界以提高艙段的總體失穩(wěn)壓力。由于框架肋骨的截面尺寸直接影響艇內(nèi)設(shè)備、管路的布
艦船科學(xué)技術(shù) 2011年8期2011-08-20
- 密閉電池艙段溫度場數(shù)值仿真
胡欲立?密閉電池艙段溫度場數(shù)值仿真李 尉, 宋保維, 胡欲立(西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院, 陜西 西安, 710072)針對鋰離子電池在密閉電池艙段內(nèi)大功率、長時間連續(xù)組合放電時會產(chǎn)生大量熱量, 可能嚴(yán)重影響電池艙段的工作效率和安全性能的問題, 采用ANSYS軟件對水下航行器電池艙段內(nèi)部溫度場分布建立了數(shù)學(xué)模型, 并進(jìn)行了仿真分析。仿真結(jié)果顯示, 水下航行器電池艙段以40 A連續(xù)工作2.5 h時, 最高溫度低于臨界溫度(150 ℃), 表明鋰離子電池組在該工況
水下無人系統(tǒng)學(xué)報 2011年4期2011-05-28
- 以艙段模型代替整艇模型進(jìn)行噪聲估算的可行性探討
430033以艙段模型代替整艇模型進(jìn)行噪聲估算的可行性探討王路才 周其斗 紀(jì) 剛 謝志勇 莫登沅海軍工程大學(xué) 船舶與動力學(xué)院，湖北 武 漢 430033采用結(jié)構(gòu)有限元耦合流體邊界元的附加質(zhì)量附加阻尼算法，對SUBOFF潛艇模型的一個艙段在考慮不同聲反射邊界條件下的水下輻射噪聲進(jìn)行了數(shù)值計算，并討論了以艙段模型代替整艇模型進(jìn)行噪聲估算的可行性。分析結(jié)果表明，不同聲反射邊界條件下輻射噪聲的指向性比較一致，但不同邊界條件下輻射噪聲的最大聲壓級誤差較大，聲反射邊
中國艦船研究 2010年6期2010-03-06