杀爆战斗部破片和冲击波对目标的耦合作用

为了获得杀爆战斗部对目标作用时破片和冲击波两种毁伤元耦合作用机理,分析了作用时序对耦合作用的影响,并通过量纲分析给出了以有孔平板相对于无孔平板在爆炸冲击波载荷下的中心点挠度增益表征的耦合作用系数。利用AUTODYN软件对爆炸冲击波作用下预制孔及无孔平板的塑性变形进行了数值模拟并进行了试验验证,以模拟结果为数据支撑构建了耦合作用模型,提出了杀爆战斗部对典型目标的耦合毁伤计算公式。应用建立的公式针对某杀爆战斗部对典型目标的毁伤进行了评估。结果表明,当穿孔密度较低时,平板中心点挠度变化并不明显,随着破片穿孔密度的增加和直径的增大,平板中心点挠度增益与孔密度和直径呈正相关的变化规律。采用联合毁伤模型较独立毁伤模型杀伤半径提高,提高幅度最大可达9.5%。     

碳纤维表面改性及对其复合材料性能的影响

采用γ射线辐照法、电化学聚合法改性碳纤维表面,研究了以三缩四乙二醇为接枝单体,在不同的辐照剂量下辐照处理碳纤维,以及电化学聚合衣康酸改性碳纤维。利用扫描电子显微镜、X光电子能谱仪、电子万能试验机研究了处理前后的碳纤维的表面形貌、复合材料的断面形貌、表面化学组成及复合材料层间剪切强度(ILSS)的变化。研究结果表明,2种处理方法都能有效提高碳纤维表面活性,与环氧树脂的浸润性提高,复合材料断面纤维拔出明显减少。在200kGy的辐照剂量下处理得到的碳纤维与环氧树脂复合材料的ILSS的提高幅度最大,达到31.2%。同时经电聚合处理后的碳纤维与环氧树脂复合材料的ILSS的提高幅度要大于经γ射线辐照处理后的试样,达到40%。     

PILCO框架对飞行姿态模拟器系统的参数设计与优化

PID控制是飞行器控制中应用最广泛的控制方法,但是PID参数的调节往往十分繁琐。为了实现飞行模拟器控制系统自主优化PID控制器的参数,从而完成系统的稳定控制,本文使用强化学习中的概率推理学习控制算法(Probabilistic Inference for Learning Control,PILCO)自主优化PID控制器的参数。首先,利用输入输出数据拟合出系统的概率动力学模型,并使用策略评估的方法对当前PID控制器进行评价;最后,使用策略提升的方式对当前PID控制器进行优化。在系统采样频率为100Hz,每次采集8s数据的实验中,经过10个回合的离线训练之后,系统控制效果已经可以满足要求,PID控制器参数已经收敛。经过PILCO优化的飞行姿态模拟器在定点实验中表现出良好的鲁棒性,表明PILCO算法可以优化PID控制器的参数,并且在解决非线性控制和参数优化方面具有很大潜能。     

基于ProCAST的ZL114A尾段壳体凝固成形数值模拟与工艺优化

目的 针对ZL114A尾段壳体研制需求,利用低压充型液态成形工艺与数值仿真计算,预测疏松缺陷分布位置及严重程度,通过改进工艺来减少疏松缺陷,进而提高生产合格率。方法 基于ProCAST软件对ZL114A尾段壳体低压充型凝固过程进行仿真计算,分析充型凝固过程中的流动场与温度场分布、充型时间、流动长度与凝固时间,预测疏松缺陷分布位置及严重程度,结合枝晶相干点双电偶热分析法测试结果,对低压充型工艺进行设计优化。结果 由尾段壳体凝固疏松缺陷的仿真计算结果与枝晶相干点温度测试结果可知,低压充型增压速度得到提高,保压时间有所延长,对安装凸台冷铁材质与厚度进行设计优化后,疏松缺陷得到显著改善。结论 通过数值仿真计算指导了铸造工艺设计,制备得到了满足技术指标要求的ZL114A尾段壳体。     

战术武器电动舵系统用电精细化设计

针对战术武器舵系统用电设计余量大的问题,提出了一种基于控制数据分析的电动舵系统用电精细化设计方法。该方法首先根据制导和姿控数据对舵系统的负载力矩、角速度、角加速度进行精确分析,然后基于舵系统功率平衡方程和力矩平衡方程对舵系统电流变化精确分析计算;最后基于精确分析的电流变化确定舵系统的正常工作电流和峰值工作电流范围。与传统分析方法相比,额定电流降低了70%,峰值电流降低了33.3%,初步验证了精细化设计方法的有效性。     

数传天线机电耦合建模及微振动特性仿真与试验研究EI北大核心CSCD

星载数传天线是航天器低频段微振动的主要扰振源,严重影响了遥感卫星成像质量。研究了一种以步进电机为驱动源的数传天线的微振动特性。通过线性化方法简化了步进电机的动力学方程,根据固定界面模态综合法建立了在柔性边界上步进电机驱动柔性负载的动力学模型,并给出了数传天线微振动的解析表达式。通过仿真和试验验证了上述微振动模型,分析了微振动的成因和影响因素。结果表明:试验和仿真得到的微振动频域峰值处的频率一致,幅值误差不超过9.41%&并且合理选择步进电机转速可有效降低数传天线的微振动。该模型可应用于在轨微振动预测、天线控制系统设计等领域。     

射流穿透导引头起爆反应装甲计算方法

为了得到一种前级战斗部射流穿透导引头起爆反应装甲的准确可行计算方法.首先采用ALE方法计算了射流形成以及穿透导引头干扰的过程.然后提出SPH模型重构方法,把穿透导引头干扰后的头部射流转化为三维SPH计算模型,采用SPH方法对前级战斗部穿透导引头引爆反应装甲进行了研究,并通过引爆爆炸反应装甲试验验证了仿真方法的可行性.结果表明:这种计算方法能够准确的预测射流穿透导引头后对反应装甲的起爆能力,得到了材料界面清晰的引爆反应装甲的过程,发现反应装甲是被射流侵彻盖板时产生的前驱波引爆的,验证了前驱波起爆反应装甲的起爆理论.     

国外远程制导火箭弹技术现状与趋势

对远程制导火箭弹国外技术现状和装备情况进行了分析,从结构特点、气动布局、战斗部、动力装置、制导系统等几个方面对美国、俄罗斯、以色列等国的精确制导火箭弹技术情况进行了全面的阐述。     

固溶处理对ZG40Cr25Ni20Si2耐热钢耐蚀性能的影响

采用动电位极化曲线、电化学阻抗谱、中性盐雾试验、光电子能谱研究了固溶处理(固溶温度1080 ℃,保温时间90 min)对ZG40Cr25Ni20Si2不锈钢耐腐蚀性能的影响。结果表明:在此固溶处理参数下,处理后的试样腐蚀电位下降,腐蚀电流密度升高,容抗弧尺寸明显低于铸态,耐腐蚀性能降低。中性盐雾试验中在96 h内固溶态和铸态试样均未出现明显的腐蚀,144 h后固溶处理态试样的腐蚀质量损失稍大于铸态,更容易发生腐蚀。     

表面粗糙度对残余应力测量结果的影响

压痕应变法是一种测量深度约为0.1mm的表面残余应力测量方法。研究表面粗糙度对残余应力测量结果的影响。结果表明:在先贴片后加载的试验(1),(2)组中,粗糙度为0.55μm的R_x(x方向残余应力)比粗糙度为0.75μm的R_x减小约14 MPa;在先加载后贴片的试验(3),(4)组中,粗糙度为0.55μm的R_x比粗糙度为0.75μm的R_x减小约44 MPa。与(1),(2)组试验结果相比,(3),(4)组中表面粗糙度对压痕应变法测量结果的影响更为显著,表面粗糙度对残余应力测量结果的"削减作用"增强。在工程应用中,大部分构件处于不同的应力状态,因此,表面粗糙度对残余应力测量结果的影响不可忽视。在2219-T87母材试板上,置信度为0.95时,残余应力的置信区间为[-122.515,-113.884 9]MPa。