无伞双翼末敏弹稳态扫描段受力分析

为研究无伞双翼末敏弹的运动规律,针对无伞双翼末敏弹弹体结构不对称、质量分布不对称的特点,建立了相应的坐标系,给出了相应的坐标转换矩阵,分析了作用在其上的所有力和力矩,推导出了各力和力矩的表达式.以某组气动参数和结构参数为例,采用所建的力和力矩模型进行弹道计算,可以形成稳态扫描运动.表明所建模型是正确的,可用于指导该类末敏弹的总体设计.     

单翼末敏弹稳态扫描段影响因素分析

考虑到单翼末敏弹的稳态扫描段对其作战效能的影响至关重要,结合其强非对称的气动力结构参数,利用基于四元数法动力学方程的计算机仿真,逐一列举并探讨了翼长、转角、弹重、翼端物重和弹体相对中心对称轴转动惯量对铅直落速、扫描频率、扫描角及扫描间距的影响。仿真结果表明通过调整上述结构参数可以得到理想的扫描参数,其规律也为设计满足具体实战环境所需的单翼末敏弹提供了较好的理论依据。     

SC型双翼末敏弹尾翼结构方案设计

为寻求SC型双翼末敏弹实现稳态扫描的最佳气动外形,运用计算流体力学方法建立了SC型末敏弹的气动特性仿真模型,基于正交试验法对SC型尾翼末敏弹的翼片结构参数进行了优化设计。分析了尾翼面积、弯折角对SC型末敏弹气动特性的影响规律,得到了尾翼参数对双翼末敏弹阻力系数和极转动力矩系数影响的主次关系。在此基础上分析得到一种可以同时满足大阻力系数和大极转动力矩系数的末敏弹气动外形结构。优化结果显示,优化模型阻力系数较优化前增加5.14%,极转动力矩系数增加4.53%,高塔试验表明优化模型双翼末敏弹能在下落过程中保持稳定。研究方法和结果可为双翼末敏弹的气动布局和优化设计提供参考。     

气动偏心角对非对称翼末敏弹扫描运动的影响规律研究

针对非对称尾翼末敏弹的结构特点,建立适合力学分析的坐标系,分析考虑气动偏心角和大攻角非线性时的力和力矩模型,推导出六自由度运动微分方程组。以某非对称末敏弹结构为例进行数值仿真计算,计算结果与实验数据相吻合,表明：与非对称翼展开方向一致的气动偏心角能够诱导弹体产生稳定螺旋扫描运动,且扫描角必定与气动偏心角共面,扫描转速随气动偏心角的增大而减小,扫描角随气动偏心角的增大而增大,且大致成线性关系,为非对称翼末敏弹的结构设计和气动设计提供了理论参考。     

末敏弹探测特性对射击效率的影响

根据末敏弹能够探测目标的特点,研究了末敏弹探测目标的规律,建立了按照目标随机分布规律求取目标平均长度的计算模型,结合末敏弹探测起始位置的随机性,根据末敏弹探测特性转换后的目标平均长度,确立了计算末敏弹平均扫描半径的模型;给出了计算末敏弹探测目标概率的公式;结合经典射击理论模型,建立了评定末敏弹对不动目标射击效率的新模型.结果表明,末敏弹探测特性是研究末敏弹射击效率评定方法的关键,发展末敏弹可以大大提高炮兵火力打击能力.     

柔性单翼末敏弹扫描运动研究

使用一个端部配重的单侧翼,以提供强非对称的气动力矩而导旋的单翼末敏弹系统,越来越受到各国末敏弹研制者的重视.在这种系统中,单翼的柔性变形是客观存在的.在小变形的假设下,分析了系统的受力情况,建立了系统的7自由度模型.程序算例表明,这种柔性结构可以实现稳态扫描,因此该模型可用于末敏弹总体及其稳态扫描装置设计的研究中.     

双翼型无伞末敏弹稳态扫描运动数学模型

双翼型无伞末敏弹的运动过程存在强非线性、大攻角、有奇异点等现象,用欧拉角方程描述双翼型无伞末敏弹的角运动学方程时可能会出现奇异点而导致退化,针对此问题,采用四元数表示双翼型无伞末敏弹的欧拉角和欧拉方程,建立了其稳态扫描运动的数学模型,并对稳态扫描运动进行了数值计算.结果表明,基于四元数法的弹道数学模型能够正确地反映双翼型无伞末敏弹的稳态扫描运动规律,形成所需要的扫描运动轨迹,在计算过程中不会出现奇点而发散,该动力学模型可以用于无伞末敏弹大幅度姿态运动的总体设计等研究中.     

单翼末敏弹扫描运动研究

稳态扫描技术是末敏弹系统研制过程中的关键技术之一.本文在分析末敏弹现有稳态扫描技术优缺点的基础上提出了一种新的技术,即用端部配重的单侧翼,也即用人为的子弹质量和空气动力的强非对称实现稳态扫描.分析了此种末敏弹系统的受力情况,建立了系统的二体运动模型,并详细讨论了此模型中约束力及约束力矩的消元化简方法,推导出了适于上机编程的标准形式的方程组,并用其编制了诸元计算程序.程序算例表明这种结构可以实现稳态扫描并用作稳态扫描装置,该动力学模型可以用于末敏弹总体及其稳态扫描装置设计的研究中.     

S-S双翼末敏弹气动外形优化设计

为获得S-S 型双翼末敏弹最佳尾翼气动外形,基于计算流体力学和正交试验方法,以S-S 型末敏弹模型的气动参数为源数据,对尾翼弯折面积和弯折角两因素组合进行优化设计,得到了此类型末敏弹尾翼参数对气动特性影响的主次关系,并提出了满足最大阻力系数和最大极阻尼力矩系数的末敏弹尾翼结构。结果表明:优化所得气动结构比优化前模型阻力系数提高7. 11%,极阻尼力矩系数提高15. 77%。高塔自由飞行试验结果显示:优化所得气动外形末敏弹落速为30. 0 m/ s,转速为11. 5 r/ s,下落过程中落速和转速及扫描角保持稳定,满足稳态扫描的要求。     

上升扫描式末敏子弹对坦克目标的毁伤效能评估

针对上升扫描式末敏子弹毁伤效能研究较缺乏的问题,提出一种毁伤效能评估的解决方案。通过对上升扫描式末敏子弹的作用过程进行分析,建立上升扫描式末敏子弹的扫描识别模型、起爆命中模型和坦克目标的毁伤模型,形成了上升扫描式末敏子弹毁伤效能评估模型,并给出了采用Monte Carlo法的计算流程。对不同初始扰动、转速、弹目距离和目标速度下上升扫描式末敏子弹的扫描识别概率和命中概率进行计算,对上升扫描式末敏子弹的毁伤效能进行评估,得到毁伤效能与子弹初始扰动、子弹转速、弹目距离和目标速度的变化规律。分析结果表明：扫描识别概率随子弹初始扰动和目标速度的增大而降低、随转速的增加而提高,在初始扰动不大于0.5 rad/s且转速不小于20 r/s时对坦克目标的扫描识别概率大于97.5%;命中概率随弹目距离和目标速度的增大而降低;上升扫描式末敏子弹对不同速度坦克目标的毁伤效能大于70%.     

基于IF 特性的雷达辐射信号脉内调制特性识别

为解决雷达侦察中雷达脉内调制类型识别问题,研究NS、LFM、PSK、FSK 4 种类型调制信号的高效识 别问题。通过改进瞬时自相关算法在抑制相位模糊和噪声干扰的前提下得到雷达辐射信号自相关函数,进行滑动平 均采样处理得到信号的瞬时频率。分析4 种不同调制类型信号频率图特征,提取频率图的自相关系数、突跳峰次数 和二级均值差特性作为识别特征向量,构建一种高效的脉内调制识别算法。仿真实验表明：该算法可在信噪比较低 的条件下,有效地区分4 种调制类型,当信噪比高于9 dB 时,识别概率可达到97%以上。     

月球探测器转移轨道特性

利用双二体模型分析了发射月球探测器的有关轨道特性;对地月转移轨道是否与白道共面两种情况作了讨论;阐述了探测器在地月空间飞行的几何关系和原理;并给出了部分计算公式.通过数字仿真,得到了一些有用的结论.计算结果表明,探测器到达月球影响球边界上的位置(入口角λ1)的选取,不仅可以决定发射月球探测器所需要的总速度,也可以决定总飞行时间.     

地面目标特性分析

对几种主要的地面目标特性进行了分析 ,提出了目标识别方法和对攻击导弹制导方式的选择意见 ,给出了制导方式对不同目标的适应性及导弹的使用建议     

ZnO纳米陶瓷的I-V特性

采用连续成型工艺压制纳米ZnO素坯,常压烧结制备了高密度纳米ZnO陶瓷。场发射扫描电镜显示,纳米ZnO陶瓷体微观组织紧密、晶粒尺寸和密度分布均匀。在小电流区测定了纳米ZnO陶瓷的I-V曲线。结果表明,高密度纳米ZnO陶瓷具有良好的非线性伏安特性,其非线性系数高于传统的ZnO陶瓷。     

高温粒子特性对气泡动力学与声辐射特性的影响

为探讨烟火药水下燃烧高温粒子与水作用的声辐射特性,基于传热传质理论构建了烟火药水下燃烧高温粒子与水作用的气泡动力学模型,计算分析了高温粒子的初始温度和粒径对气泡动力学与声辐射特性的影响。结果表明,当燃烧深度为1m时,随着高温粒子初始温度和高温粒子初始半径的增加,所形成气泡的体积、体积变化的加速度以及声压级均随之增大:高温粒子初始温度每增加200K,气泡的体积、体积变化的加速度和声压级分别平均增加1.01倍、1.78倍和1.04倍;其初始半径每增加0.4mm,则气泡的体积、体积变化的加速度和声压级分别平均增加1.78倍、2.28倍和1.15倍。     

尾翼稳定火箭弹高空气动力与弹道特性研究

针对新型弹箭的射程增大和飞行空域的大幅度提高,文中研究了尾翼稳定弹箭的主要气动力特性随海拔高度增大的变化规律以及对飞行弹道特性的影响。结果表明,随海拔高度增大阻力系数增大及压心系数减小对弹道特性的影响应该引起重视,在飞行弹道高度大于30km的远程弹箭飞行动力设计和弹道仿真计算中应该考虑空气动力系数随高度的变化。     

TEX的热分解特性研究

采用原位红外光谱研究了TEX在程序升温过程中的热行为。探讨了TEX的热分解机理,发现TEX热分解的第一步是脱硝,释出的气体产物主要有:NO2、N2O、HCN、NO、CO及含有醛基的产物。     

无轴泵喷推进器敞水特性

无轴泵喷推进器是一种新型集成电机推进装置,其融合了无轴推进和泵喷推进技术的特点。为研究无轴泵喷推进器与常规推进器的水动力性能差异,采用流体数值计算手段,对比分析某无轴泵喷推进器样机与机械式泵喷推进器、E779A螺旋桨的水动力性能,并分析无轴泵喷推进器水动力效率的定义方式。通过设计的试验台架完成了无轴泵喷推进器样机的性能测试,并验证了数值计算结果的有效性。研究结果表明,无轴泵喷推进器最高敞水效率达到了0.662,低于常规螺旋桨,但其高效的进速系数区间远大于常规螺旋桨,能够在更多的工况下高效运行。     

近距耦合鸭式布局导弹气动特性

由于导弹在大攻角下舵面法向力会下降,导致机动性降低。在鸭舵前添加反安定面,可使之与鸭舵之间产生有利干扰,在获得机动性的同时获得高操纵性。采用数值模拟方法研究亚声速和超声速条件下双鸭式布局导弹的近距耦合效应。在验证数值方法可靠的基础上,与鸭式布局导弹进行对比分析,重点研究来流工况为Ma=0.5与Ma=2.0时在不同迎角下反安定面与鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。分析结果表明：当来流处于亚声速时,在中大迎角以后产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了法向力;当来流处于超声速时,相互之间的耦合作用变为使鸭舵上表面流速增加和下表面涡量减少,进而提升鸭舵升力;双鸭式布局能够增加平衡迎角,提高操纵性。