火箭导弹初始扰动的主动控制

研究火箭导弹初始扰动的主动控制理论和方法 .将火箭导弹发射装置简化为有两点接触的变速运动刚体作用的弹性梁 ,在弹性梁的支承点处施加控制作用 ,提出了基于最优控制理论的控制策略 ,并进行了仿真计算 .仿真结果与分析结果一致 .仿真结果表明所提出的控制策略能够实现对火箭导弹初始扰动的主动控制目的 ,同时表明火箭导弹初始扰动的主动控制是可行的     

Wind Tunnel Experimental Investigation on the Aerodynamic Characteristics of the Multifin Rockets and Missiles

The transonic-supersonic wind tunnel experiment on the aerodynamics of the rockets and missiles that have four, six, eight flat or wrap-around fins is introduced. The experimental results show, while M∞〈2.0, with the increase of the fins＇number, the derivative of lift coefficient is increasing, the pressure center is shifting backwards, and the longitudinal static stability is augmenting. On the contrary, while the Mach number exceeds a certain supersonic value, the aerodynamic effectiveness of the eight-fin missiles would be lower than that of the six-fin missiles. For the low speed short-range missiles, by adopting six, eight or ten flat fins configuration, the lift effectiveness can be greatly increased, the pressure center can be shifted backwards, the static and dynamic stability can be obviously enhanced. For the high speed long-range large rockets and missiles launched from multi-tube launcher, the configuration adopting more than six fins can not be useful for increasing the stability but would make the rolling rate instable during the flight.     

火箭弹壳体强度的计算机辅助分析

研究了用计算机进行火箭弹受载及壳体强度计算;建立了适合于对火箭弹进行强度计算的模型;编制了相应的计算程序．程序可靠、使用方便,可以满足对火箭弹以及其它空中飞行体进行强度计算的要求．     

火箭弹几何尺寸测量系统及测量原理研究

针对体积庞大的火箭弹轴向尺寸和径向尺寸难以测量的问题,提出了一种基于位移传感器的火箭弹几何尺寸测量系统。首先将弹体稳定支撑,然后通过测量装置对火箭弹轴向尺寸、径向尺寸及翼展进行测量,最后对测量结果进行精度分析。结果表明,文中提出的火箭弹几何尺寸检测系统,可用于直径达500mm、长度达5000mm的火箭弹的非接触测量。并实现对火箭弹的径向尺寸和轴向任意两点之间距离以及翼展的测量,具备测量精度高、自动化程度好、测量时间短、实用性强等优点。     

Coning motion stability of wrap around fin rockets

Both the asymptotical stability criterion and the bounded stability criterion of the coning motion for wrap around fin(WAF) rockets are proposed through the analy-sis of coning motion equations,which can be easily used to determine the exis-tence of the coning motion during the rocket design. The correctness of the crite-rions is verified by mathematical simulation examples of a WAF rocket with differ-ent setting angles. It is also found that the setting angle of WAF has great effects on the rolling moment and side moment of the rocket.     

用动态子结构法分析火箭炮的振动特性

本文着重在微机上用多重动态子结构法分析了某型多管火箭炮的振动特性,编制了能在微机上求解一般大型复杂结构模态参数的DTZJG程序,计算了火箭炮在几种工况下的模态参数,为了考察DTZJG程序的性能,在大型计算机上用通用程序SAP6计算了某工况下火箭炮的模态参数,结果表明用该DTZJG程序识别大型复杂结构的模态参数,不仅精度能满足工程要求,而且还能节省大量内存和CUP时间。     

蒙特卡罗法在多管火箭弹落点散布仿真中的应用

在建立多管火箭弹空间运动动力学模型的基础上,提出了一种利用蒙特卡罗法进行落点散布仿真的方法.通过仿真能有效分析随机干扰对多管火箭弹落点散布的影响,为获得提高弹丸发射精度的方法提供实验依据.     

反向射流作用下可回收火箭升阻特性

可回收火箭动力减速过程中反向射流将大幅改变箭体气动特性,为获得反向射流对箭体气动特性的影响,利用数值模拟方法获得箭体升阻力系数,分析升阻特性变化规律并提出升阻特性表征参数。首先,对反向射流钝体构型进行数值模拟,将得到的结果与已公开的实验数据进行对比,验证了数值模拟方法的有效性。其次,采用RANS方法模拟了单喷管构型火箭多种典型飞行状态,得到箭体升阻力系数随迎角变化曲线以及升阻特性变化规律,通过对回流区内流动状态进行分析得到升阻特性改变的机理。最后,由反向射流对箭体气动特性影响程度提出表征参数。结果表明：反向射流会对箭体形成遮挡作用并影响箭体升阻力特性。有射流时升阻力特性受飞行高度影响较大,受飞行马赫数影响较小,与无射流时的规律恰好相反。大部分飞行工况下阻力系数小于0.1,部分高空飞行工况将出现负阻力。本研究提出以反向射流与箭体宽度比作为气动特性表征参数,可以较好地反映反向射流对箭体的遮挡作用并表征箭体在反向射流作用下的气动特性变化规律。     

高速大长径比火箭弹动态特性分析

目的　分析高速大长径比火箭弹的动态特性 .方法　建立有限元模型 ,利用 ANSYS软件对火箭弹进行模态分析 .结果　通过有限元分析 ,得到了火箭弹的各阶模态 .结论　通过与实测固有频率的对比 ,验证了模型的合理性及计算的精确性 ,为火箭弹的动态特性设计提供了一种有效的方法     

MS型摄像管聚焦磁场的计算

对磁聚焦静电偏转型(MS型)摄像管的聚焦磁场进行了分析,模拟计算了聚焦磁场的大小,给出了磁聚焦电子轨迹的计算方法及计算结果,并对所得结果进行分析。文中计算公式对于计算机辅助设计摄像管聚焦磁场是适用和方便的。     

火箭／发射装置系统发射动力学及行车振动分析──一体化模型研究

建立了发射动力学及行车振动一体化时变系统模型，在本模型中，将火箭弹、发射装置及发射车视为相互作用、相互制约的动力学系统，从系统观点去解释系统内部各部分之间在发射和行军过程中的相互作用及最佳参数匹配关系．本模型考虑了路面不平度、弹质量偏心、推力偏心、动不平衡等随机干扰因素对火箭行车振动过载的影响．在该一体化模型基础上，设计了模拟软件，进行了仿真计算，并得到了一些有益的结论．     

SURE准则的非局部SAR图像相干斑抑制

针对传统空域非局部平均方法在合成孔径雷达图像相干斑抑制中存在相似区域提取和方向信息捕获不足的问题,提出了一种基于各向异性高斯方向窗和Stein's无偏风险估计(SURE)准则融合的非局部均值(NLM)算法。该方法设计多个不同方向的各向异性高斯窗来匹配SAR图像的局部空间几何结构,比传统的方形窗能更好地保护SAR图像中的方向性结构。采用比率测度来衡量图像块间的相似程度,并计算基于该各向异性高斯窗的NLM结果。结合SURE准则来融合不同方向的各向异性高斯窗的非局部平均结果,获得最终的SAR图像降斑结果。针对多幅SAR图像进行对比实验,实验结果表明:该方法在有效抑制SAR图像相干斑的同时能很好地保留图像的几何结构信息,为后续的SAR图像理解与解译提供了良好的基础。     

运载火箭贮箱放气消声器设计

运载火箭贮箱放气噪声属于空气动力性噪声，这种噪声高达130dB以上，严重地干扰了正常的测试工作。首先阐述了小孔消声器的消声原理及设计思想，然后依据某型号火箭贮箱放气的有关参数，设计了一种适用于相关系列火箭贮箱放气的小孔消声器。     

模态区间在液体火箭发动机故障诊断中的应用

基于模型的故障诊断方法在处理具有不确定参数的复杂非线性系统时,由于仿真结果的不精确导致诊断错误.而传统的区间算法又容易发散,为此,引入模态区间分析方法对含有不确定性参数的非线性系统进行建模仿真和故障诊断.模态区间分析方法通过定义逻辑谓词对区间进行语义解释,从而得出系统工作区间的精确包络线,在此基础上进行的故障检测与诊断是可靠的.利用模态区间分析方法对某大型液体火箭发动机进行模拟仿真与故障诊断,结果表明:得到的系统工作区间包络线是正确的,进行故障诊断得到的结果是真实可靠的.     

弹粘塑性Ⅰ型裂纹试样动力响应的有限元分析

本文计算了在平面应变条件下,承受突然施加的轴向拉伸荷载的中心裂纹试样的瞬态的应力场和位移场。我们用有限单元法解动力学基本方程,采用Perzyna粘塑性本构方程。     

Concept of the Solar Ring mission: Preliminary design and mission profile

The Solar Ring mission, a concept to monitor the Sun and inner heliosphere from multiple perspectives, has been funded for prephase study by the Strategic Priority Program of Chinese Academy of Sciences in space sciences. The Solar Ring is comprised of 6 spacecraft, grouped in three pairs, moving around the Sun in an elliptical orbit in the ecliptic plane. The mission costs,including launch fee, deep-space maneuvers, and deployment time of the ring, are highly relevant to the working orbit, deepspace transfer, and phase angle within a group. The preliminary mission profile is analyzed and designed in this paper. The launch way, two spacecraft with one rocket, is adopted. The deployment time, phasing maneuvers, and C_3 of launch energy are evaluated for the elliptical orbits with the perihelion between 0.7 and 0.9 AU using the rockets of Long March(LM) 3A and 3B.Numerical simulations show two candidate trajectories: fast deployment within 4 years by LM-3B, medium deployment more than 6 years by cheaper rocket of LM-3A. In order to obtain both fast deployment and low launch cost, another orbit profile is proposed by shortening the phase angle within a group. The suggested working orbits and the corresponding costs of launch,deployment time, and phasing maneuvers will strongly support the science objectives.     

Comparisons of JOULE 1 rocket thermospheric wind observations in high latitudes with GITM simulations

The JOULE sounding rocket 1 experiment was carried out at Poker Flat Research Range in Alaska around 1200 UT on March 27th, 2003 with two instrumented rockets and one chemical tracer rocket. From the released trimethyl aluminum (TMA) trails, neutral wind measurements showed a wind peak at 120 km altitude and a jet structure around it, which were superposed by a vertically propagating wave. Running global ionosphere thermosphere model (GITM) with a stretched grid structure, sub-degree resolution around the JOULE rocket position was applied. Data-model comparison shows that the GITM simulation reproduced the large neutral wind at 120 km altitude. The simulation also shows a strong vertical wind shear below 120 km, which is generally consistent with observation but with a smaller gradient. The primary discrepancies were the wave features below 115 km and the wind gradient above 120 km altitude, which indicates that the wave forcing besides the ion-drag force plays an important role to the neutral dynamics in the lower thermosphere. The comparison between simulations using different high-latitude drivers was also conducted to emphasize the significance of the electrodynamics to the neutral wind. Using assimilative mapping of ionospheric electrodynamics (AMIE) procedure as the high latitude driver produced more accurate neutral wind patterns than using Weimer empirical model.     

火箭被动控制技术

本文讨论了火箭被动控制发射的力学模型,给出了某火箭武器的被动控制发射动力学仿真计算结果,分析了支承位置、出管转角、缺陷方位、推力偏心、动不平衡等因素对被动控制性能的影响,并就被动控制技术的实用性做了初步分析.计算结果表明,如果被动控制器结构参数合理,被动控制技术可使火箭缺陷引起的弹道偏差减小80%以上.     

基于声波除灰的单排管阵列声场特性分析

基于边界元法,以单排管阵列为模型,运用ANSYS软件建立边界元模型,用振动—噪声分析软件SYSNOISE模拟计算了在不同位置的点声源激励作用下,管壁表面声场分布特性及指向性;通过计算场点,得出管阵列周围和远场的声场分布特性图。计算结论对于声波除灰技术的发展及应用均具有实际意义。     

大型深基坑内沉管地基最终沉降分析

以实际工程为背景，介绍大型结构物的地基沉降变形的分析方法，分别采用室内回弹试验，野外平板载荷试验和堆载试验，综合确定土体的再压缩模量；采用等刚度法确定换填基础模量；采用《建筑地基基础设计规范》方法计算压缩层厚度；分别采用单向和双向施工方法，并同时考虑结构刚度，管段的相互影响，利用有限元方法对沉管的沉降差进行分析，计算，获得了沉管地基在不同施工阶段的变形量，结果与实测值较吻合，该方法适用于大型沉基坑内结构物地基的变形计算。