两栖车辆浮态计算方法研究

针对目前两栖车辆设计中浮态计算不准确的问题,结合传统的计算方法,建立了车辆不同的浮态模型,经过研究推导出浮态的计算公式.经过实际车辆浮态计算与试验验证,该方法有利于提高两栖车辆设计时浮态计算的准确度,为总体设计两栖车辆的浮态控制提供依据.     

基于Solidworks二次开发的两栖武器浮心与浮态计算方法

利用传统的作图法进行两栖武器静水浮心和浮态进行计算时,计算量大,计算精度较差.利用Solidworks的建模功能及其提供的质量特性模块和坐标转换函数,用VB对Solidworks进行二次开发,设计出一种计算浮心和浮态的软件.计算时车体静止,利用高效精确的算法不断调整水线面相对于车体的倾角和高度,使其快速收敛到静水平衡时的水线面,进而求得静水浮心和浮态.经检验该软件不仅计算精确度高,而且算法简单,收敛速度快.     

离散化求解方法在两栖车水线确定中的应用

基于离散化思想编制了对已知材质分布的两栖车水线面位置的近似求解程序,程序先将车辆覆盖区域划分为多个子单元,积分求解车辆的质量与排水体积,根据空间点力系等效原理,按照逐步迭代逼近的思路,进而求出车辆的质心、浮心坐标和水线位置。最后利用该工具对所研究两栖车水线面位置在假定材质均匀分布的极端情况下进行了计算,分析表明尽管存在一定误差,但计算结果能够满足后期的流场计算需求。     

两栖装甲车辆兴波阻力的计算及流场分析

为了研究兴波阻力对两栖车辆航速的影响,建立了某型两栖车辆兴波阻力的数学模型,应用连续源分布法计算了兴波阻力;根据车体外部流场结构和求解要求,采用非结构化网格与网格自适应技术实施区域离散化,运用计算流体动力学(CFD)求解了车辆周围流域的压力场,并进行了流场分析。算例和流场分析结果表明:这种兴波阻力的计算方法可用于排水型两栖车辆的最高航速预报和减阻提速的研究。     

两栖战车浮心测量方法研究

介绍了两栖战车浮心位置的变化规律，提出了一套基于现有设备的测量方法，并编制了两栖战车浮心位置分析计算软件。     

纵倾角对轻型轮式两栖车辆的阻力特性影响研究

提高两栖车辆航速的有效途径之一是减小整车阻力,为了研究纵倾角对阻力特性的影响,采用数值计算的方法研究了轻型轮式高速两栖车辆水上航行的阻力特性,数值计算结果和试验取得了较好的一致。研究结果表明：当车体纵倾角较小时,随着航速的增加,阻力逐渐增大;当车体纵倾角较大时,随着航速的增加,阻力先增大后趋于稳定;当航速较小时,纵倾角对阻力影响较小;当航速较大时,随着纵倾角的增大,阻力先减小后增大;随着航速的增加,车体纵倾角的适航范围变小,但对阻力的影响幅度变大。     

提高两栖战斗车辆水上航速的研究

通过分析航态对阻力特性的影响可知，要提高两栖战斗车辆水上航速，必须使两栖车辆进入到滑行状态。根据对美国研制的先进两栖突击车（AAAV）的研究，提出了提高两栖战斗车辆水上航速的基本思路和方法。     

防浪板对两栖车辆航行姿态影响的数值模拟

利用Solidworks软件对两栖车辆进行三维建模,并进行了简化处理。对绕流场进行了划分,通过调整三个区域的相互位置,采用滑移网格方法实现了车体航行姿态的变化。在Fluent软件平台下,通过UDF程序监测浮力和重力、绕重心转矩为零的平衡关系,模拟出了在有无防浪板的情况下,总阻力、吃水深和纵倾角随速度的变化规律。从模拟结果看,速度较高时,间歇式防浪板有效的减少了总阻力、吃水深和纵倾角,提高了两栖车辆水上行驶的稳定性。     

两栖车辆的有效干舷问题研究

干舷是衡量两栖车辆的水上浮性的一个重要指标,它对于两栖车辆的设计及使用有重要意义.本文研究了两栖车辆的有效干舷问题,提出了一种理论求解方法.根据流体力学的基本原理,利用连续性方程、贝努利方程、浮力与重力之间的关系,建立了车辆吃水量和航速的函数关系.由此得到了由于航速变化引起的干舷变化量,并结合由于兴波影响而产生的干舷变化,求得总的干舷变化量.通过对某型两栖车辆有效干舷的理论计算和模型试验结果的比较,验证了理论计算的有效性,为两栖车辆的设计和使用提供依据.     

两栖车辆实时控制水陆性能虚拟试验系统开发

两栖车辆有水上、陆上、水陆过渡3种工况。目前对两栖车辆的仿真计算主要有两种：一是利用多体动力学软件平台进行陆上仿真;二是利用计算流体力学软件进行水上性能仿真。都是针对单一工况进行仿真。为了解决多种工况下的动力学计算问题,采用粒子流场与刚体碰撞耦合的理论,结合传统多体动力学计算方法,建立了实时控制的两栖车辆全工况的动力学仿真系统。在此基础上实现了对多项水陆性能的虚拟试验,并以某高速履带两栖车辆为实例进行了验证。两栖车辆有水上、陆上、水陆过渡3种工况。目前对两栖车辆的仿真计算主要有两种：一是利用多体动力学软件平台进行陆上仿真;二是利用计算流体力学软件进行水上性能仿真。都是针对单一工况进行仿真。为了解决多种工况下的动力学计算问题,采用粒子流场与刚体碰撞耦合的理论,结合传统多体动力学计算方法,建立了实时控制的两栖车辆全工况的动力学仿真系统。在此基础上实现了对多项水陆性能的虚拟试验,并以某高速履带两栖车辆为实例进行了验证。验证结果表明：与试验数据对比,该仿真方法的计算误差小于15%,具有一定的准确度。     

无动力运载器水弹道特性计算

针对无动力运载器浮心重心距、发射离管速度和折叠尾翼解锁距离3种设计要素参数值一定的变化范围,对一种无动力运载器的水弹道特性分别进行了仿真计算和分析比较,获得了3种设计控制参数变化对运载器出水速度、俯仰姿态及弹道袋深等的影响趋势,对水下运载器性能设计具有一定指导作用。     

基于动网格的两栖车航行姿态数值模拟

针对两栖车水上航行姿态,构建描述两栖车水上运动的动力学模型,采用混合耦合算法和动网格技术研究静水直航状态下,两栖车航行姿态的变化规律,模拟结果与实验值吻合较好。研究结果表明：车体达到稳定航行姿态会经历大幅振荡调整阶段和平稳运动阶段,车体平衡后,升沉和纵倾仍会有小幅变化;两栖车由排水航行状态逐步增速到滑行状态的过程中,车体重心逐渐升高,动升力在支撑车重成分中所占的比例越来越大,静浮力则越来越小。     

基于磁通门技术的车辆导航系统

基于磁通门技术的车辆导航系统,由航向及姿态角传感器、路程发送器和计算机组成.用于测量车辆航向角、姿态角及车辆行驶距离、解算航向角及姿态角、定位车辆、管理地图和车辆位置在地图上的显示.车辆定位采用航位推算法,在已知载体初始位置坐标时,经实时采集车辆行驶方向、车体纵倾角和车体行驶距离,将短时间内载体行驶路线视为直线,将三维行驶路线投影到平面,以此确定载体在平面内的位置坐标.     

推力和阻力作用下柔性自旋飞行器稳定性分析

针对柔性自旋飞行器动力学问题,开展了在推力和阻力作用下动力稳定性研究。柔性自旋飞行器简化为非均匀、自由-自由的Timoshenko回转梁模型,基于转子动力学理论和有限元方法,考虑陀螺效应,在瞬态坐标系下建立了推力和阻力作用柔性自旋飞行器的横向振动方程。在平均轴系和瞬态坐标系下分别从自旋转速、推力和阻力3个方面,分析了自旋飞行器动力稳定性和横向振动响应效应。研究结果表明：在瞬态坐标系下,阻力能够提高自旋飞行器稳定性,自旋转速不改变失稳区域;与之相反,在平均轴系下,阻力能够降低自旋飞行器稳定性,使临界推力和临界转速减小;自旋转速能够增大失稳区域,使静态失稳变为动态失稳;转动惯量和剪切效应能降低系统稳定性,相比于转动惯量,剪切效应影响更大,特别是对2阶频率影响。     

两栖车辆航行粘性阻力数值分析

采用数值模拟方法,针对某两栖车辆不加防浪板和加装3种不同防浪板4种情形,就车体粘性阻力问题进行了分析.模拟计算所得结论与实验结果吻合较好,证明所进行的模拟计算方法是基本正确的,从而为新型两栖车辆的车体设计提供了新的手段,对两栖车辆加装前防浪板提出了优化设计方案.     

装甲车辆远程故障诊断系统

装甲车辆远程故障诊断系统由现场监测诊断、网络传输通道、远程诊断服务中心构成.系统采用B/S结构,应用ASP QLServer2000及Html,JavaScript等建立远程故障诊断网站.先进行现场设备数据采集和状态监测,并故障诊断,然后请求进入诊断服务中心并传至诊断服务器.服务器调用智能系统,并请求数据库服务器和虚拟诊断平台提供支持,对现场状态进行监控和诊断决策.关键技术涉及远程协作网架构、数据库安全保密等.     

步兵战车炮塔振动仿真

针对某型履带式步兵战车火炮射击精度受炮塔振动影响大的问题,在ADAMS/ATV和SolidWorks环境下建立了简化后的战车-路面系统虚拟样机;建立了基于谐波叠加法的随机等级路面模型;分析了虚拟样机中主要的力学模型;引入了驾驶员模型控制器,对步兵战车2～5档在B～E级路面上行驶过程中炮塔的振动进行仿真。仿真结果表明,采用虚拟样机对炮塔振动分析的方法是有效的,为炮塔乘员的舒适性研究及瞄准线稳定分析提供参考依据。     

装甲车辆静水性能分析的软件开发

本文以我厂某车为例，对装甲车辆的静水性能进行软件开发，本软件也适用于船体等水 上浮体的静水性能计算．     

高速两栖车滑行车体阻力分析与可实现形式

两栖车采用滑行车体方案是实现高速航行的一种有效形式 .该文对滑行车体进行了机理和可行性分析 ,提出了滑行车体的方案设计方法 ,并对滑行车体的阻力进行了分析和估算 ,重点分析了履带车辆降阻增速的可伸缩式行动装置的方案设计及其具体的结构实现形式 .在高速滑行两栖车设计工作上进行了有益而深入的探索     

某种飞行器运动学轨迹建模与仿真

针对大型联合作战仿真系统需求,建立某种飞行器运动学仿真轨迹模型。讨论了射击诸元(射击方位角、俯仰程序角、初始装订参数等)的确定方法,建立了在射击平面上的飞行器主动段运动学方程组和末速修正飞行段的关机方程,推导出由平台误差分离系数到飞行器飞行主动段终点偏差的误差传递关系,然后利用椭圆轨迹理论将主动段终点偏差折算为落点偏差,并完成了轨迹数据由发射坐标系向地心大地直角坐标系的转换关系模型。仿真计算结果与飞行试验数据比对一致性好,证实了该方法的可行性。