导弹弹箭分离加速度测试

目的研究适用于某导弹系统弹箭级间分离过程中动态数据存储测试系统及其可靠性环节．方法依据存储测试原理,提出了一种弹箭分离加速度测试方法．结果设计了存储测试系统,两次用于战略导弹实弹飞行试验,并获得测试数据．结论用于恶劣环境中测试导弹飞行参数,存储测试方法具有普遍意义．     

弹箭弹道参数对气动参数灵敏度分析

在弹箭飞行过程中,由于各种随机因素的干扰,弹箭飞行动力学模型中弹道参数将发生随机变化.给出考虑角运动时弹箭动力学系统数学模型的弹道参数对气动参数灵敏度计算方法.通过实例进行仿真模拟,分析弹道参数对气动参数的变化规律.     

基于动态逆的质量矩拦截弹模糊滑模控制

质量矩控制可以避免飞行器在超高马赫数飞行时的舵面气动加热问题,本文建立了质量矩拦截弹数学模型,将其简化为一个耦合的非线性动力学系统.应用双时标分解的方法,提出将拦截弹动力学分离为快变状态动力学和慢变状态动力学,在快变和慢变子系统中应用滑模控制理论设计拦截弹飞行控制系统,采用模糊逻辑算法抑制系统的抖振现象,同时也可以抑制气动参数摄动而引起的控制系统性能的下降.仿真结果表明系统性能指标满足设计要求,只需微调滑块位置,即可实现拦截弹的飞行控制,提高了拦截弹的机动性和敏捷性.     

任意射角弹丸卡膛姿态测试原理及其应用

为了解决火炮任意射角弹丸卡膛姿态高精度、高可靠性测试关键技术,基于PSD激光成像测试原理,提出了弹丸卡膛姿态测试方法.以反映弹轴姿态角的激光器固定在弹头、探测器固连到炮口以接收弹头激光信号、并同时测试身管弯曲变形以修正测试结果.研制了弹丸卡膛姿态测试系统,实现了火炮任意射角弹丸卡膛姿态测试,完成了某火炮弹丸卡膛姿态规律实验研究.结果表明,所选火炮弹丸卡膛姿态规律表现为高低以低头输弹、左右基本呈现对称输弹、弹丸前定心部接触膛线后摆动约1周后卡膛,卡膛姿态角度最大值均小于5′.提出的测试方法和研制的测试系统通过了实际火炮工程应用验证,满足工程应用要求.     

小口径火炮弹底压力测试方法

小口径火炮膛内高温、高压和高过载的环境以及狭小的空间给弹底压力测试带来很多不便,为了准确测量小口径火炮弹底压力,提出了一种新的弹底压力测试方法.通过应变测试系统测出火炮身管外壁的应变,进而根据厚壁圆筒理论以及弹底压力解算公式推导出弹底压力.同时结合四阶龙格库塔算法建立弹底压力仿真模型,将仿真结果与测试结果进行对比,得出仿真曲线与测试曲线基本吻合,验证了该方法的可行性.该方法为火炮弹底压力测试提供了新的途径,对内弹道测试领域的发展具有重要意义.     

弹体过载记录仪安装方式对侵彻过载峰值的影响分析

通过对弹体侵彻靶板过程中过载响应机理的研究,分析了侵彻过载响应的影响因素,根据影响因素,应用数值仿真软件,建立了二种弹载存储测试记录仪与弹体安装的有限元模型,并对在同一侵彻条件下的侵彻过载响应进行了仿真分析,同时进行了靶场试验验证.结果表明:弹载存储测试记录仪与弹体的安装方式对过载响应峰值的影响较大;弹载存储测试记录仪与弹体安装时刚性接触越小,弹体本身的受迫振动响应就对过载响应结果影响越小,所测过载信息越接近于刚体过载响应.     

制导枪榴弹姿态测试存储系统校准方法

为提高制导枪榴弹的命中率,要求弹载测姿系统实时地输出并存储精确的飞行参数.在枪榴弹空间狭小过载偏高环境下,姿态测试系统存在的误差很难通过庞大的硬件电路减小,针对这个问题采用了在试验前校准的方法,即对惯性测量单元标定的同时将采集模块采集测量的结果修正到与实际信号尽量贴合.实验数据分析结果表明,经过校准的系统采集的载体姿态数据精度提升了1～2个数量级.通过实验证明了该方法在理论层面有效可行.     

基于Pro/E的弹箭三维参数化建模设计的研究

利用Pro/E自带的Pro/Toolkit二次开发工具包和VC 6.0开发环境进行二次开发的方法,重点解决了基于约束关系的三维弹箭实体参数化设计和驱动机理.通过在应用程序界面修改主驱动参数及局部驱动参数,可以得到系列弹箭或新型弹箭,从而提高弹箭的设计效率.并以引信为例,阐述了基于VC 的Pro/E二次开发实现引信三维参数化建模设计的过程.     

带电粒子在磁场中运动的模拟

高速运动物体的飞行参数的测量如：坐标测量着靶位置、偏航及飞行姿态等是弹箭类常规武器试验的关键项目,作者从CCD原理出发,通过高速数据采集,计算机图像处理,用扫描CCD相机对上述参数的测量方法进行探索和研究,试验证明,该方法是一种全新和准确的好方法。     

紧凑条件下的动态测试技术研究

紧凑条件下的动态测试是测试领域中的一个很重要的方面．笔者对狭小、紧凑空间的动态测试方法、存储测试方法和近场遥测方法进行了论述．并分析各方法的特点及给出了原理组成框图。     

自由旋转卷弧翼弹箭的气动特性数值分析

为深入研究自由旋转卷弧尾翼弹箭的气动特性，利用计算流体力学方法及滑移网格技术对卷弧翼弹箭开展了时间精确非定常数值模拟。通过与文献对比的方式验证了模拟方法的有效性；分别利用网格无关性和时间步数无关性检验，确定出合适的网格数量和时间步数；在不同马赫数下对比、分析了自由旋转卷弧翼弹箭和固定卷弧翼弹箭的气动特性差异；考虑不同的翼、体差动滚转条件，研究了差动滚转角速度对自由旋转卷弧翼弹箭气动力矩特性的影响。结果表明：由于翼、体连接处黏性涡的强度不同，自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数和马格努斯力矩系数明显小于固定卷弧翼；在马赫数0.8和1.1条件下，自由旋转卷弧翼弹箭的马格努斯力矩系数接近于0,其滚转力矩系数与差动滚转角速度基本呈线性关系，而马格努斯力矩系数与差动滚转角速度呈明显的非线性关系；受翼、体连接处黏性涡的影响，自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数随马赫数增大而急剧减小，马格努斯力矩系数随马赫数增大而急剧增大；上述因素对卷弧翼弹箭的气动特性影响较大，在气动、弹道设计时须予以着重考虑。     

基于喷射角信息的淋浴花洒冲击力场测试方法研究

从理论和仿真两方面分析淋浴花洒喷射冲击力场的特性,在通过图像测量技术获得喷射角信息的前提下,提出单束冲击力的测试方法和多束射流冲击力场的测试结构,并给出测试系统的设计以及上位机数据的存储方法.实验表明,该方案能够实现多种规格淋浴花洒喷射冲击力场的测试和数据的实时存储.     

高速运动物体飞行参数的CCD测量方法研究

高速运动物体的飞行参数的测量如：坐标测量着靶位置、偏航及飞行姿态等是弹箭类常规武器试验的关键项目。本文从CCD原理出发,通过高速数据采集,计算机图像处理,用扫描CCD相机对上述参数的测量方法进行探索和研究。由试验证明,该方法是一种全新、实时和准确的好方法。     

HXHWCS华夏红外光幕测速靶

光幕靶是靶场测试不可缺少的设施,主要用于单发和连发直射武器的飞行弹丸速度的精确测量,同时,还可用作弹丸摄影或弹形记录时的高精密,非接触式触发装置．由西安工业大学研制的HXHWCS华夏红外光幕测速靶常用在检测室内弹道的武器和弹药,但是,只要在靶的前方和两侧加以防护,也可用于室外靶场的试验中。     

A/D、D/A转换器的自动化测试

从简化Ａ／Ｄ、Ｄ／Ａ器件测试,构建简单可靠,通用性好的自动测试系统出发,提出了一种软硬件相结合的测试方法,给出了实现原理图,并详细地描述了软件实现过程。该系统可用于制作中低频多功能仪器。     

线阵CCD测量弹丸飞行姿态方法的研究

线阵ＣＣＤ在测试高速弹丸的飞行姿态时,碰到的难点之一是扫描速度无法满足要求．本文提出的多镜头方案,解决了线阵ＣＣＤ扫描速度的问题,同时也使得数据传输与存储问题得到简化．整个测试系统成本低,可靠性好．     

过程工业软件现场测试数据设计及管理

针对生产控制软件在石化等过程工业现场测试中测试不充分的实践难点,提出新的现场测试方法,开发了现场测试数据设计工具及管理软件,用于引导每个测试分项现场测试的实施。针对各测试分项的测试准备数据库,依据主动与被动混合测试方法设计了现场测试的输入数据。通过现场测试案例,展示了新方法的技术关键和优势。     

多弹投放回收机构的设计

该文涉及的多弹投放回收机构是在模拟战机各种飞行姿态和飞行载荷等飞行条件下,对悬挂发射装置进行地面投放分离实验验证的专用实验设备,模拟载机预定的气动载荷和姿态等飞行参数,并采用真实的悬挂发射装置和模拟悬挂物进行地面模拟投放分离实验,来验证产品投放性能能否满足指标要求。本文的主要内容有按照所给的技术指标确定总体的设计思想,并且在参考了与该装置类似的其他装置设计的基础上,对该装置的进行总体方案设计,包括多弹投放回收机构的组成、大致运动原理以及未来所需做的工作。     

多种飞行器通用仿真框架研究与设计

飞行仿真系统设计是从事航空航天飞行器研发的必要手段,各类飞行器的构成框架具有一定的通用性,但各自又具有自身的特点.现有的飞行仿真系统普遍表现出通用性不足,代码复用性差的特点,导致新的飞行仿真系统开发过程复杂,增加研发成本,因此如何提高飞行仿真系统设计的效率是需要研究的重要问题.本文通过对飞行仿真系统设计过程中的主要模块进行通用性分析,利用C++语言中类库的特点,设计了一套可用于多种飞行器仿真系统设计研发的通用仿真框架.本文以某拦截弹弹道仿真为例,通过通用仿真框架能够方便有效地实现目标飞行器仿真系统的设计工作,从而可以验证仿真框架的实用性.     

HXH WCS华夏红外光幕测速靶

光幕靶是靶场测试不可缺少的设施,主要用于单发和连发直射武器的飞行弹丸速度的精确测量,同时,还可用作弹丸摄影或弹形记录时的高精密,非接触式触发装置．由西安工业大学研制的HXHWCS华夏红外光幕测速靶常用在检测室内弹道的武器和弹药,