无人机导弹滑弹一体式发射对机翼的气动干扰

无人机机载导弹发射产生的尾喷流对机翼的气动干扰影响载机飞行安全。本研究以Fluent软件为基础,采用二维非结构动网格技术并选择标准k-ω二方程湍流模型,对导弹沿导轨弹射滑行后点火和直接点火的发射过程分别进行数值模拟,并对两组结果进行对比。结果表明：滑弹一体式发射装置在一定程度上降低导弹尾喷流对机翼的气动影响。该研究为无人机导弹滑弹一体式发射装置的研究提供一定参考。     

基于BP神经网络的固体导弹耗尽关机姿态调制方法研究

针对固体火箭发动机燃料剩余问题,采用BP神经网络逼近算法,推导建立了一种适用于耗尽关机条件下,对导弹2级飞行进行能量管理的姿态调制方案。该方案在干扰条件下根据再入弹道倾角要求、推力偏差及射程的不同,2级点火10 s时弹上在线计算调制姿态,保证了能量消耗精度的同时为导弹在耗尽闭路导引段进行闭路制导提供了前提条件。通过仿真验证了该模型的正确性和可行性。     

基于侧喷流直接力技术的运载器姿态控制方法

侧向喷流直接力控制技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用.运载火箭作为跨大气层飞行器,可以尝试采用该技术进行姿态、轨道控制.介绍了一种由侧向喷流发动机作为姿态控制执行机构的运载器,建立了运载器在大气层外飞行条件下的姿态动力学模型并设计了姿态控制规律.仿真结果表明,在姿控发动机存在安装误差的情况下,所设计的控制规律可以实现对运载器姿态的控制,通过选择控制器参数改变系统的响应特性可以满足迅速、精确、稳定地控制系统的要求.由此可见,采用侧向喷流直接力姿态控制系统能够完成运载器姿态控制任务.     

脉冲发动机对姿态稳定的近程反坦克火箭弹控制效果的研究

为研究近程反坦克火箭弹采用脉冲发动机进行姿态稳定控制的效果,文中提出脉冲点火算法和脉冲发动机的等效合力模型,通过弹道仿真分别研究了初始扰动、推力偏心、常值风等主要干扰因素作用下姿态稳定系统的控制效果.研究结果表明,姿态稳定控制对初始扰动、推力偏心等干扰因素造成的弹道偏差能进行有效的控制,但对常值风干扰造成的弹道偏差无修正能力.因此,可以采用姿态稳定方式提高近程反坦克火箭弹的射击精度,但发射时必须提供气象条件保障.     

姿控脉冲发动机点火逻辑研究

姿控脉冲发动机数量有限,为最大发挥脉冲的效用,减小喷流对弹体稳定性的影响,选择合适的点火时刻和点火逻辑是控制系统研究的关键。文中以PAC-3的弹体布局为例,分析讨论姿控脉冲发动机的工作特性和点火条件,基于侧向直接力与力矩的矢量叠加,利用Matlab仿真技术综合出弹体脉冲发动机的点火逻辑。仿真在纵向平面进行,给出了脉冲发动机点火个数、产生的直接力和力矩,以及导弹与目标的运动轨迹图,其结果有力地说明了直接力的效用和点火逻辑的正确性。     

筒口流场及其对发动机水下点火影响的数值模拟

研究了导弹水下发射时筒口流场特性,并就筒口流场对发动机水下点火初期的影响进行了分析。采用Mixture多相流模型和RNG湍流模型以及动网格技术,求解了不同工况下二维轴对称筒口流场及发动机喷流流场。计算结果表明,水深越大,筒口气泡断裂越早;燃气发生器熄火时,弹底离筒口越远,气泡断裂对发动机影响越小;燃气发生器延迟熄火,有利于发动机喷流的建立。     

微型脉冲固体火箭发动机侧喷流数值仿真

针对不同工况条件下的微型脉冲固体火箭发动机侧喷流外流场进行两相流条件仿真研究,除了对不同导弹攻角条件下的两相流进行分析,还探究了弹体表面参数受颗粒的影响情况.研究结果表明:在同一颗粒质量分数条件下,颗粒直径越小,对喷流的控制效果产生消极影响越大;在两相流情况下,颗粒相对干扰流场的结构产生了较大影响,颗粒相对喷流的控制效果起消极作用;导弹处于正攻角时,有利于喷流控制作用,攻角越大,控制效果越好.     

微型脉冲固体火箭发动机侧喷流数值仿真

针对不同工况条件下的微型脉冲固体火箭发动机侧喷流外流场进行两相流条件仿真研究,除了对不同导弹攻角条件下的两相流进行分析,还探究了弹体表面参数受颗粒的影响情况.研究结果表明:在同一颗粒质量分数条件下,颗粒直径越小,对喷流的控制效果产生消极影响越大;在两相流情况下,颗粒相对干扰流场的结构产生了较大影响,颗粒相对喷流的控制效果起消极作用;导弹处于正攻角时,有利于喷流控制作用,攻角越大,控制效果越好.     

姿控直接力技术研究

姿控直接力技术在反导导弹中得到了广泛的应用.把导弹气动力与姿控直接力的复合控制系统进行解耦,分解为气动力控制子系统和姿态直接力控制子系统.并提出了一种何时启动直接力的控制方案,设计了一种姿控发动机空间点火方位的方案.     

潜射导弹水下近筒口点火数值模拟研究

采用Mixtrue多相流模型和RNG k-ε湍流模型并结合动网格技术,通过求解非定常雷诺平均N-S方程,对潜射导弹筒口燃气泡内点火的复杂多相流问题进行了二维轴对称数值模拟。计算结果表明,在发动机点火工作前,筒口气泡不会收缩断裂;发动机点火工作后,燃气射流也未出现"断裂"和"回击"。模拟结果表明,潜射导弹发动机在筒口燃气泡内点火有利于发动机的稳定工作,可为潜射导弹水下发射与水下点火方式的研究提供参考。     

基于HMM模型的战场侦察多目标识别技术研究

隐Markov模型是一种用于语音识别比较成功的统计模型，战场侦察的多目标识别是战场侦察技术传感器走向实用的关键技术之一，对传统的隐Markov模型的结构和分类器进行了改进，使其初步可以实现由背景噪声环境下的多种类目标的识别。     

燃料空气炸药武器对人员毁伤的研究

根据冲击波超压－时间的毁伤原则和失去战斗力比率的伤亡准则，采用最小二乘法推导了冲击伤亡等级方程；利用FAE静爆试验爆炸场的实测数据拟合出爆炸场特征方程，进而预估出FAE对人员毁伤的伤亡等级范围（威力圈）。     

基于振动的内燃机转速测量研究

分析内燃机的振动与转速的相互关系,利用实时的数据采集处理分析系统对内燃机的振动进行监测.实验证明,可以通过内燃机振动信号得到内燃机的转速.这种测试方法,测试精度较高,在快速检测中具有一定的实用意义.     

基于源信号之间统计独立性的ICA方法的等价性研究

引入了基本ICA问题的发生模型；通过对基于源信号之间统计独立性的三种基本ICA方法(极大似然法、最大信息法和最小互信息法)的推导结果的对比，得出了这三种算法是完全等价的结论；并通过仿真实验。验证了这些算法的有效性。     

温度对聚四氟乙烯材料特性的影响研究

通过对聚四氟乙烯材料110根样件的实际拉伸试验,获得了11个不同温度条件下的拉伸强度、极限名义应变和弹性模量变化数据.基于实测数据的理论分析,认为:聚四氟乙烯材料的玻璃化温度大约为100℃;当温度大于25℃时,极限名义应变几乎不受温度的影响;其弹性模量介于高弹性聚合物与金属材料之间,但更接近高弹性聚合物.     

壳体厚度对金属射流影响的数值模拟研究

利用ANSYS/LS-DYNA有限元分析软件,在破甲战斗部装药结构相同的条件下,改变壳体厚度,对金属射流的成型过程进行对比分析;研究表明:壳体厚度对射流的速度、动能均有所影响;合理选择壳体厚度,有助于提高射流稳定性及其侵彻性能。     

基于ARM的陀螺仪特性仿真系统研究

以某型飞行器的惯性制导系统为应用背景,介绍了一种基于ARM的陀螺仪特性仿真系统的设计与实现。根据嵌入式系统的体积小、性能强、功耗低等突出特点,采用结构化的程序设计、模块同步通讯、电磁兼容、抗干扰与容错等技术,构建了以ARM为核心的陀螺仪仿真系统,解决了陀螺仪控制回路复杂、信号敏感度高等难题。     

产品研制环节对机械装备品质的影响研究

针对国内机械装备质量与可靠性不高,后期维修和保养工作量大等问题,对产品研制流程的各环节进行研究.从方案设计阶段周期安排的合理性,辅助设计工具应用方法的重要性,加工阶段设计人员的参与度,装配阶段的责任划分等方面,对国内外机械产品研制全过程开展对比分析,阐述各个环节的细节对研制成败和产品质量的影响.     

药型罩壁厚变化率对破甲威力影响的研究

利用AUTODYN-2D有限元分析软件,对不同壁厚变化率的药型罩形成的射流进行数值模拟,选取其中典型的模型进行试验验证,模拟结果与试验数据基本吻合。通过数值模拟计算和验证试验重点分析了药型罩壁厚变化率对破甲威力的影响规律。研究结果表明:随着药型罩壁厚变化率的增大,射流头部速度和速度梯度也随之增大,射流容易出现拉断现象,不利于提高破甲威力。     

主动引射冷却对空气舵热环境影响的试验研究

以气体引射冷却为代表的主动式热防护系统是未来先进热防护技术的重要发展方向,对于改善飞行器重要区域的热环境有广泛应用前景,研究其对于流动和热环境的影响规律具有重要意义.针对典型的平板-舵结构,在超声速激波风洞中研究了主动引射冷却系统在不同喷流条件下对于模型空间流场结构和典型区域热环境的影响规律.试验结果表明:随着引射喷流马赫数的增大,喷流形成的弓形激波逐渐增强,与平板表面的夹角逐渐增大.模型中舵尖下方平板、舵轴前平板、舵轴前舵底面、舵前端以及舵轴迎风面的降热效果显著高于附近其他区域.当引射喷流马赫数为4时,上述各区域的降热率约为70％～90％.