径向载荷作用下管道挤压变形过程数值模拟

野外埋地敷设的长距离输油管道发生断裂等较大事故时,采用管道局部挤压的方式可以在较短时间内将管道快速压扁以截断流油。为设计管道挤压截流装置,运用ANSYS Workbench建立上下压头加载作用下管道挤压的有限元模型,完成对ф159 mm×5 mm的45号钢挤压变形模拟仿真,得到管道挤压的等效应力、位移分布、变形范围和载荷-位移曲线等。将模拟数据与实验数据进行对比,两者结果比较吻合,可以为管道泄漏抢修提供理论和实践参考。     

复合材料帽形加筋梁强度及刚度实用计算与试验

利用变形协调方程,推导了复合材料帽形加筋梁的等效弯曲刚度公式,建立了复合材料帽形加筋梁的应力、挠度计算公式.计算了均布荷载作用下,不同边界条件下复合材料帽形加筋梁的应力和挠度,并进行了帽形加筋梁的三点弯曲强度试验.对比分析了数值计算结果和试验结果,结果表明:理论计算结果和试验结果吻合较好,说明该方法以及推导的计算公式是可靠的,易于在复合材料船体初步设计阶段中使用.     

直接力/气动力复合控制系统鲁棒稳定性分析

脉冲发动机作为直接力与空气舵复合控制能有效提高导弹的快速性和末端大过载机动能力。由于脉冲发动机的喷流干扰会对复合控制系统的稳定性产生影响,本文在考虑脉冲发动机自身喷流因子效应以及对导弹气动干扰的情况下,把直接力喷流作用等效为弹体的气动力进行建模,并结合复合控制系统的性能指标以及稳定判据,对一类复合控制自动驾驶仪的鲁棒稳定性进行了分析,给出了直接力喷流作用下复合控制系统的满足性能要求的稳定边界。     

加肋轴对称组合壳塑性极限分析 专用软件LAFEMAT的研制

基于轴对称截锥壳单元,建立了加肋轴对称组合壳塑性极限分析的有限元计算方法;应用Fortran语言编制了LAFEMAT专用软件.该软件通过分步加载,计算每一载荷步作用下组合壳单元的应力状态,采用一系列弹性计算方法模拟弹-塑性计算,直至组合壳达到极限状态,从而求得极限载荷.实例证明:该专用软件具有较高的计算效率和精度.     

小载荷无人机无源定位技术研究

近年来,电子战设备和信号情报系统更加高效小型化,无人机可以携带的载荷种类不断增多.随着无人机的研究、设计和制造水平得到前所未有的提高,在无源定位领域开始发挥越来越重要的作用.从无源定位技术的分类入手,重点研究无人机无源定位的方式、对象和关键技术;以雷达辐射源为例,构建了小载荷无人机虚拟到达时间差(Virtual time differences of arrival,VTDOA)无源定位模型,讨论了对应的定位算法,并给出了仿真试验结论;最后根据最新研究成果展望了无人机无源定位技术的发展趋势.     

基于数据分发服务的无人机任务载荷综合仿真平台研究

现代无人机在军用、民用等领域都有着越来越广泛的应用,而载荷是无人机完成特定重要任务的必要设备,对载荷设备的选型和验证是非常重要的一个环节。针对无人机载荷选型以及载荷试验过程复杂、试验周期长、试验成本高的问题,设计了一种基于数据分发服务通信技术的无人机任务载荷综合仿真平台。该平台以载荷仿真为主体,同时结合任务仿真、通信仿真、飞行控制仿真以及效能评估,实现了多系统分布式联合仿真,可以有效对载荷设备进行仿真验证。介绍了该仿真平台的系统架构以及系统工作流程,并对平台实际应用效果进行展示分析。研究表明,本套仿真平台为后续无人机研发提供了新思路、新工具。     

集中载荷条件下的履带车辆转向分析

研究履带接地段滑动条件下履带车辆稳态转向问题。基于履带接地压力除均匀分布外另一典型分布-集中载荷条件,推导了转向所需牵引力、制动力、转向阻力矩、转向半径、转向角速度的表达式。采用迭代法求解转向平面运动方程,计算结果与实车实验进行了对比。结果表明,滑动模型反映了实际转向过程机理,可用于预测转向物理量取值区间。     

舰载无人机干扰敌编队指挥通信最优空间配置

从通信信号传播的一般模型分析入手,结合舰载无人机对水面舰艇编队指挥通信干扰的特点,以舰载无人机最优空间配置为目标,构建了舰载无人机最优空间配置分析模型,通过仿真计算,以图的形式给出了舰载无人机最优空间配置参数和相应的分析结论;在干扰机、发射机和接收机三者在空间构成的平面内建立直角坐标系,构建了舰载无人机通信干扰有效干扰区分析模型。     

基于马尔可夫过程的武器系统相关失效分析

利用马尔可夫过程分别对共因失效和载荷共享失效两种相关失效的系统平均失效时间进行了建模分析。针对同时出现两种相关失效的武器系统进行了实例分析,并将结果和不考虑相关失效时的计算结果进行了对比,对相关失效分析在可靠性分析和评价中的重要作用进行了阐述。     

飞机载荷校准试验主动约束技术

在研究以往飞机载荷校准试验支持和约束方式的基础上,结合某型飞机结构特点,提出一种载荷校准主动约束方法。对主动约束方法和传统的起落架方法飞机载荷校准进行受力分析,建立了2种约束方法的理论模型;设计2种约束方法的机翼载荷校准对比试验,并提出主动约束载荷校准试验实施流程;结合某型飞机机翼载荷校准试验和飞行试验对主动约束方法进行了验证。结果表明：与传统的起落架约束方法相比,主动约束方法能有效解决有起落架布置的翼身整体结构机翼根部载荷测量难题,并将机翼载荷校准试验量级提高41%,机翼载荷模型误差可控制在3%以内。