铰链力矩天平作为一种测力元件广泛应用于铰链力矩风洞试验中。受到安装环境限制,铰链力矩天平尺寸一般较小,其元件部分及连接端多为片状结构,片状结构的连接端在连接模型主体或舵面时,连接面处会产生接触变形及接触应力,此接触应力会对天平的测量产生影响。为了研究铰链力矩天平结构尺寸对天平输出量的影响程度,使用有限元计算方法结合正交试验设计,分析了法向力加载下铰链力矩天平固定端结构参数变化对天平输出的影响趋势。研究结果表明:正交试验涉及的片式铰链力矩天平固定端厚度、接触面积和连接螺钉位置对铰链力矩天平输出量均存在显著影响,铰链力矩天平固定端接触面积影响最大,连接螺钉位置次之,铰链力矩天平固定端厚度影响最小。
针对航天器升力式再入返回地球过程中地面再入区域面积及其进入目标区域部分面积计算的实际工程需求,将平面多边形面积计算中常用的有向面积概念扩充到球面之上,给出了一种考虑球面形状的面积计算方法,计算结果表明该方法是可行的,并归纳出了该方法的优缺点及使用建议。研究结果对航天器再入区域相关计算有一定的参考意义。
为研究碳纤维缠绕复合材料的力学性能,采用先缠绕成型,再展开铺平,最后固化成型的方法制作了铺层的纤维缠绕复合材料剪切试件,并结合NOL环试件进行了缠绕复合材料的拉伸、层间剪切和面内剪切试验,获得了缠绕复合材料的基本力学性能参数,并采用最大似然估计对其进行了分析。结果表明,纤维缠绕复合材料面内剪切强度、拉伸强度和层间剪切强度均服从双参数威布尔分布;纤维缠绕复合材料剪切应力-应变曲线呈现出典型的非线性特征,纤维交叠结构对缠绕结构内部的损伤扩展起到了阻碍作用,导致其面内剪切失效应变明显大于复合材料层合板的面内剪切失效应变。
为了研究空化槽对弹丸波浪条件下入水稳定性以及减阻特性的影响,对弹丸头部分别为矩形空化槽、三角形空化槽以及无空化槽的3种弹丸入水过程进行数值模拟研究。结果表明:无空化槽弹丸形成的空泡相对较早闭合,使弹丸受到不均匀扰动,对弹道稳定以及减阻特性造成一定影响,其余两种有空化槽弹丸入水稳定性与减阻特性区别不大,矩形空化槽弹丸由于在空化槽处形成涡流对于弹丸的减阻特性比三角形空化槽弹丸的效果更好。
红外制导技术已用于多种精确制导武器,介绍了世界上典型的红外精确制导武器的发展现状,包括空空、反舰、面对空、空对面、反坦克和多用途导弹等,涉及便携式发射、地面车辆、飞机和舰船等多种发射平台,在此基础上总结分析了红外精确制导武器的特点,并在多光谱成像制导、多模复合制导、非制冷红外制导武器发展、多平台多功能应用、人工智能等新技术应用、以及模块化、通用化、标准化、系列化发展等方面提出了今后的发展趋势。
针对类HTV-2高超声速飞行器控制翼诱导层流分离问题,数值研究了不同前缘缝隙宽度下控制翼诱导的层流分离流动特性,并在给定缝隙宽度下分析了舵偏角、攻角对分离的影响规律。结果表明:前缘缝隙抽吸效应对控制翼诱导层流分离影响明显,当缝隙增至一定值后,分离范围缩进幅度变大并呈线性减小趋势;给定缝隙宽度下,舵偏角减小,分离范围减小幅度越大,攻角增大,分离范围先增大而后缓慢减小。
为研究LLM-105基战斗部装药的热安全性问题,建立了缩比战斗部烤燃试验的简化有限元模型,并结合Frank-Kamenetskii反应模型,采用FLUENT仿真软件,分别开展了不同升温速率、不同壳体壁厚以及不同缓冲层厚度条件下的烤燃数值模拟。结果表明,升温速率从0.055 K/min增加至10 K/min,战斗部装药的点火温度由576.7 K降低至537.7 K,装药的点火区域由头部转移至装药尾部与端盖的交界处;壳体壁厚由10 mm增加至20 mm时,装药的点火时间缩短了214 s,装药的点火温度变化了14 K;当烤燃时间为13 000 s时,不同缓冲层厚度对点火温度和点火区域的影响不大。研究结果可以为评估超声速武器战斗部装药的热安全性提供一定理论支撑。
从线性系统信号传输的角度出发,研究固体火箭发动机多层结构中超声信号传输的机理,建立了垂直作用于多层结构的超声幅度谱的数学模型,并利用Matlab软件仿真获得多层结构的归一化幅频特性和相频特性曲线。仿真结果表明,对于由钢和橡胶构成的多层结构,利用幅频特性和相频特性可以预测其一界面脱粘;如果二界面脱粘深度逐渐增大,对应的幅频特性和相频特性均会发生细微改变。
为了更有效研究复合材料筒体的力学性能和变形特点,获得真实的计算结果,基于非线性有限元数值仿真分析方法,以ABAQUS软件为平台,分别采用实体-壳单元绑定与全部壳单元两种方法建立了复合材料筒体的仿真模型,分析筒体的力学响应,对比了两种建模方法仿真结果,并与实际试验结果进行比较。分析结果表明,选择实体-壳单元绑定的方法建模获得的仿真计算结果更贴合实际试验结果。
跨域小口径制导火箭滚转增益较高,传统的PID控制,抗干扰能力较差,表现为滚转角响应较长时间内脱离滚转指令而滚转舵偏又很小。针对上述问题,提出了一种基于线性扩展状态观测器的鲁棒滚转角控制方法。通过线性扩展状态观测器,对被控对象的建模误差、内部和外部扰动进行实时估计并动态补偿,补偿后的被控对象转换为串联积分环节。综合考虑舵机二阶动力学模型和线性扩展状态观测器的迟滞效应进行频域设计,在扰动补偿回路中增加校正网络,提高稳定裕度。数值仿真表明,该方法可有效抑制滚转扰动力矩的影响,进而提高滚转控制的鲁棒性。
采用机电联合仿真的方法对双轴转台进行设计和研究。首先根据系统性能要求设计包括电流环、速度环、位置环在内的双轴转台运动控制系统。然后选择电机,初步设计转台机械结构,并初步选定相关参数,在MATLAB/Simulink中建立相应的伺服控制模型,在ADAMS中建立相应的动力学模型,利用两个软件的信息交互功能,模拟双轴转台运动的全过程,并利用模拟结果调整PID、反馈系数等参数,使得系统的动态特性达到设计要求。仿真结果表明,双轴转台的动态特性符合设计要求,方位轴的位置跟随误差最大约为1.8°,俯仰轴的位置跟随误差最大约为0.72°,均达到了系统的设计要求,对转台实物的研究和开发具有一定的借鉴意义。
针对运载火箭结构工作模态分析问题,在对国内外研究现状及成果的调研基础上,对运载火箭结构工作模态参数辨识的研究现状及方法进行回顾及介绍。在已有工作基础上,总结了运载火箭结构工作模态参数的特点及辨识的基本流程,获取准确的工作模态参数对于运载火箭有限元模型修正、自适应控制、实时状态监测等具有重要意义;分析了运载火箭结构工作模态参数辨识的研究趋势和发展方向,主要包括鲁棒辨识算法、模态天地差异性分析、基于在线模态参数辨识的智能控制与决策等,以期为我国相关技术的研究发展和工程应用有所启示。
对于火炮设计者来说,追求的不仅仅是最大炮口初速,还需要考虑炮口压力和弹道效率等。基于此,以加农炮为算例,同时考虑上述3个目标函数,对其内弹道装药设计进行了多目标优化。在优化方法的选取上,考虑到传统优化算法,如遗传算法、粒子群算法等在收敛效率及求解精度较低的缺点,采用了结构简单、参数较少且收敛效率较高的蝙蝠算法来对内弹道性能进行优化。结果表明,采用的多目标蝙蝠算法能够有效解决加农炮内弹道性能多目标优化问题,所得结果为一系列Pareto最优解,优化结果提高了加农炮内弹道性能及发射安全性。
介绍了指挥控制的广义概念,并针对无人指挥控制系统的概念、特点和研究方法进行了初步研究。综合考虑属性和研究条件的差异,对基于传统指挥控制系统的渐进式演变法和基于智能协同的突变式涌现法两种系统研究方法进行了多维度的分析。对深入研究智能无人指挥控制系统具有一定的借鉴意义,为未来智能无人武器装备发展提供技术支撑。
气动加热是高速飞行器热防护设计需要考虑的重要因素,已有的研究表明气动热与物体传热耦合计算是研究气动热对飞行器影响的最好方法。但是,这种方法的计算量大、周期长,不适合气动热防护的工程设计。首先利用气动热计算得到恢复焓和换热系数。其次提出了适用于工程设计的气动热与壳体导热的松耦合计算,提高了计算效率。最后使用经过飞行试验验证的数据对该方法进行了验证,证明了其正确性。
图像捷联制导输出的弹体视线角信息因耦合有弹体姿态信息而无法直接用于比例导引系统,需要利用相应的解耦及滤波算法实现视线惯性视线重构。而惯性陀螺及导引头固有的刻度尺误差对惯性视线信息提取带来了大的挑战。文中详细分析了刻度尺误差对制导控制系统带来的影响,并提出一种基于无迹卡尔曼滤波算法(UKF)实现的捷联成像系统惯性视线重构算法,可在线快速解耦惯性视线角,提取惯性视线角速率,并辨识导引头刻度尺误差。仿真结果表明,该方法可有效滤除刻度尺误差对惯性制导信息的影响,平滑准确地估计惯性视线角速率,提高制导控制系统稳定性和命中精度。
废旧弹药内部的炸药大多为三硝基甲苯(TNT),其处理回收是一个重点课题,TNT熔点较低,易转化为熔融态,可以基于传统的燃烧销毁的思路,将TNT先雾化再燃烧销毁,实现实验室的可控燃烧。基于FLUENT仿真软件,对熔融态TNT的雾化过程进行仿真计算,探究雷诺数的参数如速度和材料属性等对雾化的影响,研究发现:低雷诺数下射流速度沿轴线衰减较快,展向速度的高速区较长;高雷诺数下射流呈螺旋状,速度沿轴线衰减较慢,展向速度的高速区较短;材料属性对于雾化影响较小,但材料可分为规律相同但互相独立的两组。
基于Kappa制导律,提出了一种虚拟目标机动变轨方式。Kappa控制算法应用于大气层内的中制导,可使末段开始的导弹速度最大。利用Kappa制导律攻击虚拟目标,可实现各种变轨弹道。通过空间圆确定虚拟目标点的速度方向,减小了目标切换引起的指令跳变。采用二阶平滑方式,使过载指令平滑过渡。最后,通过六自由度仿真验证了提出的制导的有效性。
针对相控阵雷达阵面挠曲变形导致天线增益损失增加的问题,提出一种基于分布式惯性测量单元(IMU)的阵元相位误差补偿方法。将多个IMU安装在雷达阵面上,首先进行主、子节点间的相对导航解算及通过多节点信息融合实时重建阵面结构;其次利用阵面结构模型计算出每个阵元相位中心的挠曲位移,并对其进行相应的相位误差补偿;最后通过天线增益损失和雷达方向图函数验证所提算法的有效性。仿真结果表明:经过多节点信息融合后,雷达阵面最大挠曲的相对位置解算均方根误差为4.45 mm,对相控阵雷达运动进行实时补偿后,天线增益损失在0.2 dB以下,经过补偿后波束指向精度明显提高。
为解决恶劣条件下飞机滑跑纠偏的控制问题,提出采用方向舵偏转、主轮差动刹车和前轮转向的联合纠偏控制方案和控制结构,设计各个子系统的纠偏控制律,然后根据各系统在不同速度段的控制效率,引入影响因子将三者进行综合;在分析飞机地面滑跑受力的基础上,建立全面反映飞机滑跑运动特性的动力学模型及地面操纵模型。最后以某运输机为研究对象,进行地面滑跑建模和综合纠偏控制仿真验证。仿真结果表明,地面滑跑模型符合实际过程,综合纠偏控制方案可以实现滑跑纠偏的有效控制,远比单独控制的效果要好。
在对无线电引信进行信号处理的过程中,现有的最小均方差(LMS)算法不能有效的实现较好的收敛性能和稳态特性。为了改善LMS滤波算法的不足,综合考虑迭代步长与误差的关系,前一次迭代步长与当前迭代步长的关系以及当前迭代步长的变化情况,提出了一种新的基于迭代步长、误差和动态约束迭代步长的数学模型。通过仿真,分析新算法中的关键参数对滤波性能的影响,并确定其最优的参数。在信号的滤波处理中,从仿真效果可以看出:新算法具有很好的收敛性能和稳态特性;与原有算法相比,抗干扰能力提高3.5倍。
冲击波信号时频分析是研究结构件抗爆特性和振动特性的基础。为了研究变分模态分解方法(VMD)在分析冲击波信号时的适用性,通过爆炸试验,测得炸药在不同爆心距的爆炸冲击波超压时程曲线。然后依据爆炸冲击波信号的时频特征讨论了算法中分解级数和惩罚因子的取值方法。通过VMD方法对爆炸冲击波信号进行分解,给出了分解后各分量的时域和频域信号的波形及分布规律。结果表明,在惩罚因子取0.15~0.5倍信号长度,且分解级数取幅频曲线分段数时,分解后信号的时域保真度和频域分辨率较好,爆炸冲击波能量主要集中在中低频部分和优势子频带部分,而在高频部分的能量分布相对较少,具有幅值较小,频带较宽的特点。
为改善杆式穿甲弹毁伤模式单一的现状,提出了一种将普通钨芯、易碎钨芯与含能破片结合使用的复合结构。通过组分调配和工艺控制使钨芯前段呈易碎特性,而中、后段保留普通钨芯的强度和韧性,并在易碎钨芯段装填含能破片。在含能破片释能反应能量与应力波的共同作用下,降低易碎钨芯发生破碎所需的冲击速度阈值,使其侵彻薄目标时能够充分破碎;利用含能破片释能反应时产生的冲击作用代替旋转稳定穿甲弹钨芯破碎时的离心力作用,增加易碎钨芯碎块的分散角度,从而扩大破坏范围;利用含能破片释能反应产物使密闭空间内的压力和温度骤增,强化对目标内部设备和人员的毁伤效果。通过试验对比了普通钨芯、易碎钨芯和复合钨芯对多层铝板的破坏效果。试验结果表明:复合钨芯不但具有对厚目标的侵彻能力,并且冲击薄目标时产生的碎块束破坏范围明显大于易碎钨芯,同时增加了爆燃毁伤功能,试验结果与设计目的相符。
