再入环境测量火箭测试平台总体设计与关键技术

目的研究弹头再入飞行时表面的脉动压力等参数特征及变化规律,借助火箭测试平台飞行试验,同步获取自由飞行状态下载荷段外部脉动压力、时均压力、温度与内部结构振动、冲击响应数据,认识和预测脉动压力载荷与结构响应的相关性,同时为结构响应等效的数值模拟验证提供支撑。方法根据飞行试验测试的目的和要求,计算火箭测试平台的总体参数和设计系统组成,开展总体设计技术、测试系统设计技术、防热设计技术、气动弹道设计技术等关键技术研究。结果设计了再入环境测量火箭测试平台,并完成了地面试验验证,用于开展飞行试验,获取典型再入环境下的气动力热数据、弹道参数和结构响应数据。结论通过地面试验,验证了再入环境测量火箭测试平台总体设计的正确性和系列关键技术的有效性。     

贮存条件对单兵火箭使用安全性影响研究

选取了贮存于不同条件下的某型单兵火箭,利用弹道摆法测定了其在射击过程中的动不平衡性能,对试验数据进行了秩和检验和t检验,分析得到了单兵火箭动不平衡性能的影响因素,以此尝试解决由动不平衡变化引起的使用安全性问题。     

再入飞行力热环境测量的模型飞行试验设计

目的获取钝锥外形飞行器再入飞行力热环境参数,建立更为准确的环境预测模型,开展基于无控火箭的模型飞行试验设计。方法根据转捩区、湍流区时间提出了无控惯性飞行弹道的落速约束。根据环境预测建模需要,确定环境参数类型及测点布局。采用弹道耦合的气动加热计算模型、脉动压力预示的工程算法、脉动压力与发动机激励下振动响应的相似外推方法等计算分析飞行全程的内外温度、时均压力、脉动压力和振动环境。结果得到了温度、压力和振动环境的极值,确定了主要测量技术要求。结论外部温度量程范围为0~400℃,可测量的最大温度变化率不低于20℃/s。压阻式传感器量程上限为25PSI,压电式传感器量程上限为5 PSI,耐高温环境不低于220℃且具有温度补偿功能。振动量程范围为–100g~+100g。     

基于动力学仿真的激光器平台稳定性设计改进

目的评估某光学平台初始设计方案在随机振动条件下的稳定性是否满足设计指标,并提出设计改进方案。方法基于随机振动条件下结构相对位移的理论研究,建立动态载荷下结构相对变形的计算方法,并采用有限元数值仿真对光学平台的镜面转角响应进行分析。结果对初始方案的数值模拟结果表明,不满足镜面角位移小于10μrad的指标要求,主要是因为结构的整体鼓曲模态被激发,并提出了通过增加螺栓连接改变结构对动力学特性的改进思路,目的在于通过提高结构的刚度,以提高安装平台的平整性。结论对改进方案进行数值仿真表明,通过增加基础底部对螺栓连接,有效提高了安装平台在随机载荷下的平整性,并使得安装平台角位移响应大幅下降,为3.4μrad,满足了设计要求。     

空气作用张开式尾翼设计及仿真

目的 适配发射过程无火药气体且弹丸不自旋的电磁发射技术,设计一种直接由空气作用的张开式尾翼。方法 该尾翼预制斜角,通过进气道气流在斜面上产生的压差,推动尾翼绕螺钉打开。采用动网格技术耦合流体控制方程、六自由度(6DOF)方程,对不同马赫数下尾翼张开过程进行仿真。结果 设计的空气作用张开式尾翼在流场作用下可以正常张开,来流流速为2、3、4马赫时,张开耗时分别为4.7、3.7、3.1 s。结论 该空气作用张开式尾翼方案设计有效。马赫数越高,张开过程耗时越短。迎风面积显著影响尾翼张开过程。     

基于代理模型的制导子弹气动外形优化设计

目的 针对传统气动外形优化设计依赖于高精度仿真耗时过长的问题，为有效提高气动优化设计的效率，提出一种基于代理模型的气动外形优化方法。方法 以12.7 mm制导子弹为研究对象，通过CFD仿真，分析尾翼收缩段长度、弹底半径和尾翼收缩扩张段交界处半径对制导子弹飞行过程中阻力系数的影响。基于代理模型技术，综合运用试验设计、参数化建模、CFD技术和四阶响应面模型，构建制导子弹气动外形优化设计代理模型，以制导子弹飞行过程中的最小阻力系数为优化目标，结合遗传算法对制导子弹外形参数进行优化。结果 对比四阶多项式响应面和Kriging模型建立的代理模型预测精度，与测试样本点CFD仿真计算结果相比，四阶响应面代理模型阻力系数预测值的平均误差为0.386%。表明四阶响应面代理模型能够有效替代CFD仿真，可用于预测不同外形参数下制导子弹的阻力系数。结论 相对于最初的制导子弹外形，制导子弹的阻力系数下降了14.59%，有效减少子弹飞行过程中的能量损失和缩短了优化时长。该方法在保证精度的前提下，减少了制导子弹的设计周期，为相关工程应用与研究提供了一定的参考。     

复合材料尾翼前缘结构抗鸟撞仿真及试验验证研究

目的 依据适航条款25.631的要求,对飞机复材尾翼前缘结构抗鸟撞能力进行仿真分析及试验验证。方法 根据复材鸟撞仿真计算的需要,建立了获取复材动态力学性能参数的试验矩阵,开展了复材动态力学性能测试及本构模型参数标定。应用标定后的复材本构模型参数,对尾翼前缘结构的抗鸟撞能力进行了仿真分析,同时开展了试验验证。结果 试验结果与仿真结果良好的一致性,表明建立的鸟撞数值仿真模型能够较合理地预计尾翼前缘结构的损伤。结论 建立的试验证矩阵和经试验验证过的复材鸟撞仿真分析方法对飞机结构抗鸟撞设计具有一定的指导作用。     

某型飞机尾翼前缘不同构型抗鸟撞计算与试验分析

目的通过不同构型的抗鸟撞研究,找到满足25.631[1]条吸能最好的尾翼前缘构型。方法结合某型民机尾翼前缘结构设计,规划了3种构型6种方案进行优选,分析中,鸟体采用SPH光滑粒子,金属材料则考虑了不同应变率下的动态力学性能,对其进行了结构动力学鸟撞冲击仿真分析,并同选型研发试验的结果进行了对比。结果仿真与试验结果一致,吻合度较高,结合吸能情况,选择最佳的前缘布置方案。结论验证了仿真分析手段的合理可靠性,并且在构型优化过程中得到最佳设计方案。     

高空风场对某飞行器级间分离影响研究

目的研究高空风场对飞行器飞行时级间分离的影响。方法建立飞行器分离模型,仿真计算飞行器分离时下面级的横移距离、两个关键部件之间的间隙。结果在最低飞行条件风速34 m/s时,下面级横移距离和两个关键间隙均满足设计条件。在仿真计算风速40 m/s条件下,下面级横移距离、两个关键部件间隙均满足设计要求,因此最低飞行条件风速可放宽至40 m/s。在最大风速45 m/s时,三个值均超出了设计值,有可能会对分离造成影响。结论高空风对飞行器级间分离存在一定影响,随着高空风风速的增加,面级的横移距离和两个关键部件之间键间隙随之增加。     

远程火箭弹高弹道飞行温度环境分析

目的在不采用防热涂层的前提下,为满足远程火箭弹高弹道飞行的防热需求,提出增加壳体厚度的设计思路。方法通过弹道耦合的气动加热计算,分析不同材料、不同厚度壳体的弹头壁面在飞行过程中的温度变化情况。结果壳体厚度达到20 mm以上时,铝、钢、铜三种材料壳体的外壁面温度均低于150℃,而相同厚度的壳体,钢壳的降温能力最强。结论增加壳体厚度可以有效降低弹头壳体壁面温度。     

基于气囊缓冲的某火箭炮着陆冲击分析

目的减小火箭弹着陆冲击加速度。方法基于LS-DYNA瞬态动力学分析软件和冲击动力学理论,采用有限元软件HYPERMESH建立火箭炮-气囊系统有限元模型,采用显式动力学方法对火箭炮-气囊系统的着陆冲击缓冲过程进行仿真。分析火箭炮在正常着陆工况下,火箭弹的着陆冲击响应,得出空投装备速度、加速度变化曲线,以及气囊的体积、压力曲线。结果在正常着陆工况下,火箭弹横向加速度的最大值为122 m/s2,小于安全的横向加速度;火箭弹纵向加速度的最大值为48.3 m/s2,小于安全的纵向加速度;火箭弹的最大轴向力为2640 N,小于安全闭锁力。结论在火箭炮着陆冲击过程中,气囊缓冲装置吸收了大部分冲击能量,起到了良好的缓冲作用,火箭弹的冲击加速度、闭锁力均在安全范围内。采用显式动力学方法对火箭炮的着陆冲击过程进行分析是可行的。     

火箭弹检测安全分析与防护

在分析火箭弹检测的特点和安全性特征的基础上,归纳了影响火箭弹检测安全性的主要因素.从安全性设计和安全性管理两个方面,提出了火箭弹检测设备的安全性的一般要求,并分析了火箭弹检测中安全防护的一般方法和设计措施.     

生物转盘动力学分析与数学模式探讨

通过对生产性四级生物转 盘进出水中主要污染指标及生物膜特性指标的分析测定，进行了ＢＯＤ５、ＣＯＤ和挥发酚等污染指标在转盘系统中的降解反应动力学分析，确定了上述污染指标的降解反应级数、反应速率常数及动力８学方程式，为寻求能够揭示转盘净化反应实质及其影响因素且简便实用的设计计算公式，根据物料平衡原理和莫诺（Ｍｏｎｏｄ）关系式推导出了能够揭示转 盘净化反应实质及其影响因素且简便实用的设计计算公式，根据关     

回转体高速入水弹道模型研究

目的 快速预测回转体高速入水过程中的空泡形态发展和分析回转体高速入水后的弹道特性。方法 基于空泡截面独立扩张原理,建立回转体高速入水非定常超空泡计算方法,通过高速水动力计算方法,结合回转体动力学方程,实现回转体运动参数的求解。结果 通过与文献试验结果对比,验证了回转体高速入水弹道模型的可靠性。对比试验结果,模型的预测误差在10%以内,可满足回转体高速入水弹道预测需要。利用所建立的弹道模型计算了回转体在高速垂直、倾斜入水2种工况下的空泡形态、运动参数变化。发现回转体高速入水过程中,空泡会影响回转体的运动,回转体速度衰减主要和空化器阻力有关。回转体在受到扰动角速度的影响后,滑行力会改变回转体的姿态角和攻角,并使弹道发生弯曲,但有助于回转体运动的稳定。结论 在入水空泡能完全包裹回转体的情况下,可对回转体进行结构优化,增强回转体尾拍运动中受到的滑行力,提升回转体高速入水运动稳定性。适当减小空化器直径,能降低回转体入水过程中的阻力,并增加射程。     

火箭试验弹振动试验条件分析

振动试验条件是武器装备环境适应性设计及地面振动试验的重要依据之一。针对火箭试验弹,总结了国内火箭弹和国外探空火箭的振动试验条件情况。结合工程实际经验,对振动试验条件的来源、制定依据和适用性进行了详细分析,为相关科技人员了解火箭弹振动环境提供了参考。     

基于CYCBD和麻雀搜索算法的滚动轴承故障特征提取方法

目的解决在较强的噪声环境下最大二阶循环平稳盲解卷积(MaximumSecond OrderCyclostationary Blind Deconvolution,CYCBD)算法在滚动轴承故障特征提取时效果欠佳的问题,为滚转尾翼导弹的尾翼滚动轴承故障诊断提供方法参考。方法提出一种利用麻雀搜索算法(SparrowSearchAlgorithm,SSA)优化CYCBD算法的方法,将CYCBD算法解卷积的包络谱熵作为SSA寻优的适应度函数,利用SSA高效地寻找出合适的循环频率以及滤波器长度,选择自适应参数后,再使用CYCBD算法有效解卷得到周期脉冲特征。结果同时对比SSA优化CYCBD前后进行故障特征提取的包络谱图,CYCBD的噪声幅值不超过0.13 m/s^(2),峰值不超过0.29 m/s^(2),用SSA优化CYCBD的噪声幅值不超过0.08 m/s^(2),峰值不超过0.32 m/s^(2),故障频率成分更加突显,无论是噪声幅度,还是峰值幅度特性,均较CYCBD有了较大改善。结论仿真实验验证了SSA优化CYCBD方法能够更加清晰地辨识到故障特征频率及其倍频成分,其具有良好的工程应用前景。     

内嵌式蒙皮散热器气动阻力影响研究

目的 开展内嵌式蒙皮散热器对小型飞行器气动阻力影响研究,探明气动阻力产生的原因及影响因素。方法 利用数值仿真技术,对气动阻力增大的诱因进行理论分析,分别研究蒙皮散热器引流口半径、导流口半径和翅片厚度等结构参数对飞行器气动阻力及散热性能的影响,进而平衡蒙皮散热器散热能力和飞行器气动阻力等设计指标。结果 配置蒙皮散热器为电子设备提供热沉会导致小型飞行器气动阻力增大,原因是配置散热器诱导产生了额外的压差阻力和摩擦阻力。结论 增大引流口、导流口半径可减小压差阻力,增加翅片厚度,则可减小摩擦阻力,进而减小飞行器气动阻力。增加翅片厚度,可使气动阻力减少20%以上,同时也会导致传热性能的显著降低,增大引流口、导流口半径则可在一定程度促进传热。