旋转对称目标章动参数全极化测量研究

弹头目标运动特征的提取是真假目标识别的前提,其中章动参数是描述弹头运动特征的关键参数。基于全极化散射矩阵测量,提出了章动参数估计方法。给出了自由段弹头的章动特征和旋转对称弹头的极化散射特性,提出了全局搜索—反馈线性最小二乘章动参数估计方法,利用该方法可以得到章动周期、章动角和章动轴与视线夹角等参数。给出了仿真结果,验证了章动参数全极化测量方法,并分析了噪声条件下测量性能。该方法在弹道防御真假目标识别领域中有很好的应用价值。     

再入飞行器最佳外形探讨

本文介绍再入飞行器可能的最佳外形的研究情况。选择再入飞行器最佳形状的准则是:气动稳定性、端头和截锥体边界层转捩的发生和传播、非对称端头形状变化引起的配平、最小的再入散布以及助推器的尺寸和重量限制。数值计算结果表明,根据上述准则,与球形端头相比,扁圆形端头(例如平面端头或5×1椭球形端头)具有较好的潜在性能。对于后体,只考虑了双锥外形,并且经研究确定最佳的双锥外形有如下特点:θ_1≈2θ_2和R_b≈2R_i,其中θ_1,θ_2分别为前后锥的半锥角,R_i是双锥连接处的当地半径,R_b是再入飞行器的底部半径。在这些约束条件下,有可能在截锥体边界层转捩性能不降低的条件下,改善再入飞行器的气动热力学性能,例如x_(c·p),随M_∞和α的变化小;烧蚀端头对下游的影响降到最小。本文也对文中提出的再入飞行器最佳外形的缺点进行了讨论。     

图线分析法——论证与设计钢珠离心自炸机构的一种方法

本文提出了一种利用中小型电子计算机论证选择离心自炸机构自炸角速度ω_(t0)~*。及设计确定钢珠离心自炸机构基本结构参量的方法。这种方法是首先计算外弹道和弹丸沿弹道的旋转角速度ω,然后输出旋转角速度对于时间的曲线ω-t,通过对不同射角下ω-t曲线族的分析,选择战术要求的ω_(t0)~*。对不同的钢珠数目i,不同的钢珠直径d,可以计算出自炸角速度ω_(t0)与倾角α(参见图2)的关系曲线,输出这个曲线族,根据战术要求选定的ω_(t0)~*。即可分析确定合适的结构参量i,d及α。这种方法便于看清各种不同射角θ_0时自炸炸点分布的情况及自炸炸点位置与最小射角θ_(0min)的关系。从而可以解决这种计算量大、要求考虑全面而因素又不太多的优化设计问题。     

通过50兆瓦试验模型研究再入体防热层的滚动力矩

为了确定再入体防热层滚动力矩产生的原因和机理,对6个50兆瓦防热层烧蚀模型和一个风洞模型的试验数据进行了研究,并把从烧蚀模型测得的滚动力矩数据与所用的材料及其工艺特性进行了相关,从而找到了对滚动力矩方向和数值有重要作用的那些数据。本文根据这些数据推论材料与工艺特性对力矩的影响,还利用烧蚀模型表面形状的测量结果来绘制表面形状图,并对其可能产生的滚动力矩进行分析估算。计算得到的力矩方向是正确的,但力矩数值则要大于实验数值。此外,文章还推导了一个简单的换算关系,以便于对50兆瓦模型测得的力矩数据和全尺寸防热层数据进行比较。根据这个换算关系,50兆瓦模型的力矩数值要比全尺寸防热层的力矩数值大得多。文章对产生这种差别的可能原因也作了讨论。     

球转子分析

在小口径高炮、航炮、舰炮以及无座力炮引信中,球转子隔离机构应用相当广泛。它的主要优点是:结构简单、易于制造、体积小;当弹丸转速较低时(例如ω≈9000rpm),应用此种机构可以得到炮口保险。如果与易熔合金保险机构联用(例如小高炮榴弹用引信)则可顺利解决炮口保险问题。球转子是在离心力矩作用下转正的,因此它只用于旋转弹引信,其角速度ω≈9000～50000rpm。球转子的作用可靠性问题、转正时间的计算问题都是以球转子的理论分析为依据的。本文应用两种非惯性坐标系对球转子的运动进行理论分析,导出球转子的运动微分方程组以及起动时间的计算公式。最后对球心偏离弹轴的更为复杂的情况进行分析讨论。     

三自由度弹箭角运动模拟装置

国内外已经研制了多种弹箭角运动模拟装置,但大部分是一自由度或者两自由度,即使是三自由度的,其负载也是有限的,或者转速过低.依据弹箭外弹道运动中,初始攻角不为零情况下角运动的数学模型,研制了能够模拟弹箭三个角运动(进动、章动、自转)的模拟装置.并使用ADAMS软件仿真,验证了该三自由度半实物模拟装置运动轨迹与弹箭摆动方程攻角的变化规律一致,可作为引信和其他弹上设备研制的试验平台.     

再入体气动参数辨识

采用极大似然辨识方法对再入体的气动力和气动力矩系数及小不对称量进行辨识，用辨识的气动参数重构再入体的飞行弹道，用以验证气动参数辨识的准度。     

装有阻力与位移成正比的减震器的车体振动的周期解

本文研究装有摩擦减震器的车体的两个自由度强迫振动的周期解。讨论了路面的干扰简化为简谐支承运动、摩擦力的大小与车体的位移成正比的情况。文中首先建立了系统的运动微分方程。由于存在摩擦力,方程式中出现了带有记号函数Sgn(x)的非连续项,因而给方程的求解带来了困难。本文应用摄动法将所求的解展开为关于小参数ε的幂级数,并将记号函数Sgn(x)简化为第一近似解的记号函数Sgn(x_0_0)。最后得出系统的非共振周期解,获得了关于振动特性的一些结论。     

非线性马格努斯力矩对弹丸共振不稳定性的影响

采用慢变参数法研究了低速旋转尾翼式弹丸在大攻角飞行时，受非线性Magnus力矩作用的共振不稳定性．求出了共振期间的角运动的近双解析解，经数值计算表明精度是可以保证的．还着重讨论了弹轴自由运动趋于稳志后和一般情况下发生共期间的攻角变化规律及其特性，并得出了共振期间强迫响应稳定的条件。     

基于ADAMS的弹载设备外弹道参数仿真

针对目前高速旋转弹丸外弹道参数章动和进动测试的成本高以及后期处理数据较复杂等问题,提出了基于机械系统动力学自动分析(ADAMS)的弹载设备外弹道参数仿真的方法。该方法通过建立弹载设备外弹道运动模型,并利用动力学仿真软件ADAMS对模型进行分析,得到弹载设备外弹道的运动轨迹、加速度曲线,再现了弹载设备在外弹道环境下的运动规律。章动和进动的转速比影响着弹载设备在外弹道的运动轨迹,其中,弹载设备受章动影响较大。仿真实验结果表明,通过实验得出的弹载设备在外弹道的运动规律与理论结果一致,表明该方法可以实现对弹载设备外弹道参数的测试,降低了测试成本,避免了后期处理数据较复杂的问题。     

进动停止引起的弹头再入散布

本文对弹头进动停止的现象作了分析研究并对造成这种现象的几种假设进行了讨论。文中既给出了解析解,也给出了六自由度模拟的结果。除弹头滚转过零、滚转近零和攻角发散外,还存在另外四种气动力激励函数。这些函数都十分重要,因为它们会导致所谓的“空间固定配平”,即升力矢量在空间瞬问固定。四个激励函数是:(1)高动压环境下固定于体轴的配平力矩转变成固定于风轴的配平力矩;(2)弹头具有瞬态的不稳定气动力稳定性导数;(3)由于一系列不对称的端头剥蚀而引起的配平平面转动;(4)马格努斯型平面外力矩与由烧蚀滞后现象造成的固定于风轴的力矩相组合。当出现上述现象时,弹道偏差就会大到不允许的程度。按照现有的解析结果和数值计算结果,弹头的初始自旋速率对弹头散布的大小和方向来说都是起关键作用的因素。最后对可能造成弹头进动停止的物理机理提出了一些看法。     

温度具有空间分布的系统的热爆炸和起爆延滞期——Ⅰ.忽略反应物消耗

本文研究了温度具有空间分布的放热反应系统在边缘超临界状态时温度和时间的关系(忽略反应物消耗),扩大了早期对于均一温度系统(β=0)的结果,得到了非均一温度系统(0<β≤∞)的定量的数学公式t/t_(ad)=M/(δ/δ_0-1)~(1/3)。文中提供了比例常数M的值,讨论了M随几何形状和Biot数(β)的变化。本文研究的形状是无限大二平行板、无限长圆柱、球,讨论的反应遵循阿伦尼乌斯速度定律,但是,所得到的解适用于任何形状及任意速度定律。本文的结果与准确的数值解进行了比较,不仅在接近临界点时十分相符,甚至在高至δ≈2δ_(cr)时仍很近似。     

弹箭非线性角运动周期解稳定性分析

为了分析和计算弹箭非线性角运动周期解的稳定性,推导了弹箭的非线性角运动方程组。以某型火箭弹高原试验为例,计算了立方马格努斯力矩系数取不同值时的角运动相图和庞加莱截面图; 通过Poincare映射计算了线性马格努斯力矩系数作为分岔参数时的分岔图; 利用推广的打靶法计算了角运动周期解的幅值和周期,结合Floquet理论分析了周期解的稳定性。结果表明,在高空低密度的情况下,考虑非线性马格努斯力矩系数后,当马格努斯力矩系数达到一定范围时,火箭弹角运动由零平衡位置分岔出稳定的周期运动。     

三种湍流模型在跨声速绕流中的计算精度分析

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程考察Spalart-Allmaras、Wilcox’s k-ω和Menter’s SST三种湍流模型在跨声速流动中的计算精度。结果表明:Menter’s SST模型预测的力和力矩最接近实验数据;Spalart-Allmaras模型的压力分布和激波位置与Menter’s SST模型的一致,Wilcox’s k-ω模型的激波位置相对偏后,且预测的升力和摩擦阻力偏大。     

θ、ψ、θ_a、ψ_α、α、β角的确定

在计算发射段的弹道参数时,运动方程通常投影在速度坐标系上。此时,只须知道θ和φ角。但有时要知道θ_α和φ_α角。这些角度由下式确定: sinθ=V_y/V;(6.1) sinφ=-V_z/Vcosθ;(6.2)     

舰艇摇摆时,飞行器离轨角速度的确定

让我们找出坐标系OX_1Y_1Z_1和OX_kY_kZ_k之间角度的方向余弦。为此,将由表3和6所构成的矩阵相乘,即得到坐标系OX_1Y_1Z_1和OX_KY_KZ_k之间的角度方向余弦表8。从表可得: ω_(x1)=ω_(xk1)(cosθ_Hcosψ_HcosΔθa-sinθ_HcosψHsinΔθa) ω_(yk1)(sinθ_HcosΔθa cosθ_HsinΔθa) ω_(zk1)(-cosθ_Hsinψ_H×     

变温红外光谱法研究FOX-7的相变（英文）

采用变温红外光谱法对高能钝感炸药1,1-二氨基-2,2-二硝基乙烯(FOX-7)α→β和β→γ两种晶型转变进行了研究,讨论了FOX-7相变过程中的分子间氢键作用和分子结构。55~122℃,_(ν-11)[NH_2(ν_(as))]和_(ν10)[NO_2(ν_s)]频率移动为20cm~(-1)左右,ν18[C—NO_2(ν)]消失;122~190℃,ν_(12)[C—NH_2(ν)]消失,ν)_(20)[NO_2(ω)]转变为新的宽峰。红外光谱结果表明:在FOX-7相变过程中,分子间氢键作用发生改变,分子结构改变。此外,随着温度的升高,在α→β的相转变中,氢键长度变化不符合线性热膨胀公式,并且ν_(11)、ν_4[NH_2(νas)与2ν_5NH_2(γ)的费米共振]、ν_7[NO_2(ν_(as))]和ν_(10)等谱带表现出与α-和β-FOX-7均不同的特征频率,表明FOX-7在α→β相变过程中要经历一种过渡态。     

鱼雷热动力装置对雷体滚动影响的研究及应用

本文推导了热动力鱼雷作用于雷体纵轴上的滚动力矩方程，并将这一方程应用于热动力鱼雷非定常运动仿真计算，对湖海实航试验的现场数据分析，故障复现和故障现象分析具有理论指导意义。     

十字翼导弹的无耦合飞行控制系统

当一个十字翼导弹在大攻角机动飞行时,由于在控制舵面的迎风处要比背风处的动压高,会产生相当大的有害力矩。这些力矩又会交叉耦合到自动驾驶仪的滚动、俯仰和偏航通道中去,因而产生了稳定性问题。设计了一种新的飞行控制系统,它用测量、控制升力和四个尾翼舵面滚动力矩,而不是控制其舵偏角的方法减小了这种无翼导弹的有害力矩。本文给出了测量的方法和系统的设计方法,同时,也给出了一个例子。与普通的系统相比,它是交叉耦合低、稳定性高的系统。     

超空泡航行体锥段结构对其尾拍运动影响的数值研究

超空泡航行体的外形设计关乎其尾拍运动特性。为获得航行体的锥段结构对其尾拍运动特性的影响规律,采用动网格技术结合流体体积多相流模型、SST k-ω湍流模型和Schnerr-Sauer空化模型,对4种不同锥段结构的航行体尾拍运动特性开展数值模拟研究,分析超空泡航行体的尾拍运动过程及弹道特性。研究结果表明：在一定俯仰角速度扰动下,航行体锥段结构变化对其尾拍稳定性的影响体现出非线性特点,锥段部分过长或过短均会导致航行体的肩部沾湿而形成二次空泡,二次空泡的发展会抑制航行体尾部沾湿,从而回转力矩无法促使俯仰角减小,导致尾拍运动失稳,弹道稳定性较差。该研究成果可为超空泡航行体外形设计提供一定的理论指导。