基于指标关联度的车载火炮薄弱环节捕获方法

火力与底盘系统的匹配性是车载火炮整体性能的重要组成部分。在分析影响车载火炮火力与底盘系统匹配性因素的基础上,建立了车载火炮火力与底盘系统匹配评价体系,针对原有捕获薄弱环节的方法考虑不全面的问题,提出一种结合指标关联度来捕获薄弱环节的新方法。通过对某车载火炮进行实例分析,验证了新方法的合理性和可行性。     

高性能力矩器的设计

力矩器是力平衡加速度表的关键组件。在力矩器的设计中,采用了新的永磁、软磁材料,优化了力矩设计,计算了磁路工作磁场强度。给出了反馈力矩系数,分析了力矩系数对提高加速度表量程和保证精度的作用。     

基于有限元法的贮液瓶跌落响应特性提取方法

针对目前无法对引信电源贮液瓶跌落过程内部现象和特性进行提取并观察分析的现状,提出了基于有限元法的引信电源贮液瓶跌落响应特性提取方法。该方法利用有限元法中的任意拉格朗日-欧拉算法结合ANSYS/LS_DYNA软件对跌落响应过程进行特征提取,可以清晰地提取贮液瓶整个跌落过程中的应力变化等内部微观变化及特性。实例验证及跌落试验结果表明,该方法可以提取贮液瓶跌落过程响应特征,清晰地观察整个贮液瓶跌落过程中应力变化等微观变化,安全跌落高度判定准确率达97%。     

可重复使用的轻重量低温推进剂贮箱设计的分析研究

可完全重复使用的运载火箭及在大气层中超高音速飞行的决定性技术是研制可重复使用的轻飞行重量的低温推进剂贮箱。本文介绍了对三种低温贮箱结构方案的研究分析结果(每种结构都悬挂在一个碳-碳航空壳结构中)。第一种贮箱方案是蜂窝夹芯结构,夹芯中间保持真空进行绝热。第二种贮箱方案是整体加强蒙皮结构,采用低密度的、密封槽式低温泡沫进行绝热。第三种贮箱方案是非加强蒙皮结构,采用和第二种方案相同的泡沫绝热。评估了各种设计参数对贮箱重量的影响。贮箱结构主要根据气垫压力、液体静压力和空气惯性载荷的要求来确定。但也要考虑与推进剂的兼容性、断裂力学、热应力、最小蒙皮厚度约束条件及极限温度。本文还介绍了一些设计曲线,这些设计曲线反映了几种不同的设计参数对贮箱壁厚度的影响。利用这些设计曲线作为基本运载火箭可重复使用的轻飞行重量低温贮箱结构的分析工具。分析结果表明,压力稳定的、非加强蒙皮的、极限温度为400℉低温绝热铝贮箱,对于大多数的设计条件来说其重量是最小的。     

基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法

弹道式航天飞行器末修闭路制导飞行段通常采用具有非线性特性的固定姿控喷管进行姿态跟踪和稳定控制,此时姿态控制精度直接影响闭路制导效果。传统斜线开关线控制方法存在系统性姿态角偏差,导致末修推力方向与待增速度方向始终存在差异,进而影响到飞行器落点精度。提出的基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法,通过干扰力矩在线辨识,实时设计姿控喷管开关线,将极限环调整至环绕原点,从而提高姿控精度。基于某型飞行器的仿真结果表明,与传统设计方法相比,基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法可将闭路制导段姿态控制精度提高约90%,减小姿态偏差对闭路制导的影响,飞行器落点精度提高约25%。     

CFD方法在小滚转力矩计算上的应用

计算流体动力学(CFD)方法广泛用于飞行器的设计中,但是涉及气流粘性、分离和激波一边界层相互干扰等方面,一般的CFD计算往往不能令人满意.采用精细的CFD数值方法计算导弹的小滚转力矩,通过两种不同差分格式的计算结果与试验结果的对比,证明了Roe'FDS二阶迎风格式比基于FVS方法的二阶迎风格式的计算结果更好,Roe'FDS格式能更好地分辨气流粘性,模拟气流分离;进而采用Roe'FDS格式计算几种不同电缆罩长鼓包布局的小滚转力矩,寻求最小滚转力矩的导弹外形.结果表明,导弹二、一级只有水平2个电缆罩长鼓包时,其滚转力矩远大于二、一级"+…+",分布4个电缆罩长鼓包的情景,而二、一级4个电缆罩长鼓包"+…×"分布较"+…+"分布可进一步减小滚转力矩.     

基于干扰力矩补偿的空间飞行器姿态控制方法

考虑质心漂移、轨控推力偏心和推力偏移这几个引起干扰力矩的主要误差源,建立了空间飞行器的姿态动力学方程,选取惯组测得的角速度作为量测变量,通过可观测性秩条件对该系统的可观测性进行了分析,证明各姿态控制通道的总轨控干扰力矩均可观。基于扩展卡尔曼滤波,对空间飞行器轨控发动机引起的干扰力矩进行在线估计,并进一步在姿态控制中对其做出补偿。数学仿真的结果表明,扩展卡尔曼滤波能够实现较高的估计精度,且干扰力矩补偿后的姿态控制效果有了明显改善。     

火箭贮箱壁板化学铣切装备的设计

阐述了火箭贮箱壁板化学铣切的原理和工艺流程;叙述了火箭贮箱壁板化学铣切装备发展的现状;提出了倍式转动化铣装备设计过程中要解决的关键技术以及解决这些技术问题时采用的新技术和新方法.     

一种用舵反馈信号计算铰链力矩的方法

通常根据弹体风洞试验获得的气动参数估算铰链力矩,由于模型比例太小及其他原因,造成气动参数及力矩计算误差较大,给某些特殊情况下的分析工作带来很大困难.在飞行过程中平衡状态下,利用舵反馈信号计算铰链力矩,可以得到较高精度的力矩值.     

一种用舵反馈信号计算铰链力矩的方法

通常根据弹体风洞试验获得的气动参数估算铰链力矩，由于模型比例太小及其他原因，造成气动参数及力矩计算误差较大，给某些特殊情况下的分析工作带来很大困难。在飞行过程中平衡状态下，利用舵反馈信号计算铰链力矩，可以得到较高精度的力矩值。     

基于温差发电的微弱能源采集电路设计

为了充分利用自然界的各种能源为微型传感器节点供电,设计了一种超低压启动,双电容蓄能,两级变压的微弱能源采集电路,并进行了温差发电的实例分析。结果表明,该电路能够在低温差条件下为蓄能电路积累能量,实现了低温差环境下的微弱能量采集,并能够根据无线传感器节点的间歇性工作的特点,快速做好供电准备。     

基于声发射技术的扭杆裂纹损伤定位方法分析

采用声发射技术进行材料裂纹损伤定位是当前较为常用的方法.本文结合所搞的研究,在深入分析声发射技术的原理和特点的基础上,分析了进行装甲车辆扭杆裂纹损伤定位的基本原理,提出了对装甲车辆扭杆进行裂纹损伤定位应采用的方法和模型.     

基于原始图像矩的抵抗RST攻击的数字图像水印算法

设计抵抗RST(旋转、缩放、平移)攻击的数字水印算法是数字水印技术研究中的难点。针对这个难点,本文采用了广泛应用于模式识别中的几何矩技术,利用3个原始图像的几何矩和遭受攻击后图像的几何矩信息准确地估计出水印图像所经历的几何攻击,然后对其逆变换校正,确保了水印嵌入与检测的同步,极大的提高了水印算法抵抗RST攻击的能力。本文实验结果表明：该算法对抗RST攻击具有很好的鲁棒性。     

基于现场可编程门阵列战术数据链中自适应轮询接入控制协议的设计与实现

在战术数据链系统中,战术单元随时都有可能被摧毁而引起网络拓扑结构动态变化,导致系统服务效率降低。为了解决这一问题,基于动态调整轮询顺序的思想,提出一种自适应轮询接入控制协议（APACP）。采用概率母函数的方法和嵌入式马尔可夫链理论对系统进行建模,得到系统平均排队队长和平均轮询周期的解析解;利用数学软件MATLAB和现场可编程门阵列仿真验证协议的正确性。仿真结果表明,APACP能够根据战术数据链网络拓扑结构的动态变化自动调整轮询顺序,明显降低系统平均排队队长和平均轮询周期,克服传统轮询接入控制协议中空轮询的问题,节约了服务时间,提高了服务效率,改善了系统性能。     

基于奇异值的小波变换微弱信号消噪法

针对信噪比低、噪声非均匀分布的弱信号消噪效果不佳的问题,提出一种基于有效奇异值分解和小波阈值消噪相结合的方法。通过构造相空间矩阵并对其进行奇异值分解(singular value decomposition,SVD),得到一系列正交子空间;根据信号和噪声对奇异值贡献不同,通过奇异值最小二乘误差判定法进行有效奇异值选择,并利用子空间重构信号。仿真实验表明:本方法提取出的信号完整性更好,信噪比更高。     

以YF-75发动机为平台的三组元液体火箭发动机系统设计

三组元火箭发动机是实现单级入轨的一项关键技术,是以液氧为氧化剂,以高密度的烃类燃料(如煤油)及液氢为燃料,在低高度飞行段采用三组元,在高空采用液氧/液氢双组元,提高了发动机的密度比冲.通过系统平衡计算设计的三组元发动机,建立在YF-75发动机的基础之上,充分继承了已有的液氢/液氧发动机的研制成果,是可以在短期时间内实现的三组元液体火箭发动机.     

基于最优信息量的液体火箭发动机可靠性增长规划

液体火箭发动机可靠性要求高、试验费用昂贵,有必要对其可靠性增长过程进行综合规划。提出基于最优信息量的液体火箭发动机可靠性增长规划方法,采用基于可靠性增长数据折合的指数型贝叶斯可靠性增长模型评估产品可靠性。考虑到产品本身存在一定的不确定性,采用贝叶斯风险决策方法,在考虑决策风险的情况下,对可靠性增长试验进行综合规划。算例说明了该方法的有效性及应用前景。     

基于有限元方法的液体火箭发动机机架优化设计

采用ANSYS有限元分析软件提供的优化方法对液体火箭发动机机架的优化问题进行了分析,提出了机架优化设计的一般流程,使用ANSYS的APDL语言编写了机架优化设计分析程序,通过对优化程序的研究,获得了某型号发动机机架的最优化结果,优化后的质量比初始设计质量大大的减轻.