风对旋转弹丸弹道轨迹的交叉影响

本文解释了风对旋转弹丸弹道轨迹交叉影响的物理本质,分析了风对直射弹道和曲射弹道的影响。指出横风对于直射弹道的交叉影响引起的射程偏差较大;而纵风对于曲射弹道的交叉影响所引起的方向偏差在大射角时也较为明显。     

椭圆状裂纹应力强度因子确定及抽油杆疲劳寿命预测

借助实验数据和公式逼近得到了带有椭圆状裂纹,承受拉-拉载荷的抽油杆的应力强度因子。将此应力强度因子代入Paris公式,即可预测抽油杆的剩余疲劳寿命。计算表明,当抽油杆上初始裂纹尺寸α_0<1.90mm时,预测疲劳寿命与实验值可较好地吻合。     

合成坦克分队最佳火力分配模型

实际战斗中敌我双方均以多兵种进行交战,在兰切斯特方程基础上,利用不同作战单位的相对作战指数,以及各种作战单位之间的交战强度、掩护强度和循环交战强度,建立合成坦克分队最佳火力分配算法,并应用该算法定量计算二对二作战中坦克分队火力最佳分配的方案,为定量研究合成坦克分队火力运用打下了基础。     

油料洞库支坑道对爆炸传播影响的数值模拟研究

油料洞库是典型的狭长受限空间,湍流强度是这种复杂受限空间中爆炸燃烧波发展的主要影响因素之一,爆炸波在主坑道的传播过程中,经分支坑道扰动后会发生跃升。针对这种复杂的跃变过程建立了基于多控机理的油气爆炸燃烧模型,对该过程中涉及的湍流强度经旁接分支通道扰动后的变化以及爆炸压力波的发展进行了数值模拟研究,并将数值模拟结果与实验结果进行了对比和综合理论分析。得到了一些与洞库安全相关的重要结论,对洞库受限空间爆炸发展的进一步研究以及爆炸灾害的防治具有重要的参考价值。     

无人机风梯度滑翔过程中能量变化

风梯度滑翔是一种能够使飞行器从飞行环境中获取能量的飞行方式。在已建立的飞行器动力学模型的基础上,分析了无人机在已知的梯度风场中一个滑翔周期内的能量变化过程。采取分段解析的方法,将一个风梯度滑翔周期分为4个阶段进行分析,即逆风爬升、高空转弯、顺风下滑和低空转弯,其中高空转弯为整个滑翔周期内的关键阶段。采用三维空间路径结合二维平面投影的计算方法,详细分析了无人机在高空转弯过程中的运动方程和能量转化方程,同时分析了影响飞行器从梯度风场中获取能量以及梯度风场中由于空气阻力导致飞行器能量损失的相关参数,为无人机最大程度地从梯度风场中获取能量,同时减少自身能源损耗提供了理论指导,并且根据理论建模进行了仿真分析,得出了逆风爬升和高空转弯的初期是获取能量主要阶段的结论,对指导无动力滑翔有很大的意义。     

高空风场条件风速概率分布与正态分布差异分析

在飞行器多学科优化设计中,高空风场是有重要影响的不确定性因素,需要准确获取其统计特性。高空风场条件风速的概率分布是特定的,为了便于将高空风场概率模型用于不确定性设计,减少计算量,提出了高空风场条件风速概率分布与正态分布差异的分析方法,给出了将高空风场条件风速概率分布简化为正态分布的适用条件。数值仿真结果表明:在纬度为24.3°N～42.2°N范围内,不同地区高空风场条件风速概率密度与正态分布概率密度的差异在海拔2～30 km范围内呈喇叭形分布,在海拔15 km附近,高空风场条件风速概率密度与正态分布概率密度最接近,高空风场条件风速的概率分布可近似假设为正态分布。综合以上工作,给出了在飞行器不确定性设计中考虑条件风速不确定性时,生成随机样本方法的选择建议。     

低温跨声速风洞设计中的真实气体效应研究

风洞以低温气体为介质运行时,气体会表现出热力和热值的不完全,风洞回路气体流动参数计算需要考虑低温真实气体效应。计算给出了氮气介质在温度100～323 K、压力100～450 kPa范围压缩性因子和比热比的变化规律,并通过将等熵膨胀系数引入一维完全气体流动方程,发展了低温跨声速风洞气流流动参数计算分析模型,获得了跨声速风洞高速运行时气流液化温度和压力的组合边界包络线。对比分析结果表明：在低温跨声速风洞的运行压力(115～450 kPa)和温度(110～323 K)范围内,基于等熵膨胀系数计算得到的气体流动状态参数的理论计算值与气体真实物理解的偏差小于1%,完全可满足低温跨声速风洞工程设计需求。     

基于假设检验的软件可靠性模型预测精度比较

提出一种基于假设检验的软件可靠性模型预测精度比较方法,该方法将模型预测值与真实值的RE(相对误差)看作随机变量,利用假设检验思想度量模型预测精度,并给出多个模型之间预测精度的比较标准.     

非均布应力场中内埋裂纹的应力强度因子

在内埋裂纹线性线弹簧模型的基础上,通过引入二维权函数将裂纹面上的非均布载荷进行均布化等效,求解了中心内埋椭圆形裂纹在沿板厚非均匀分布应力场中的应力强度因子,列出了问题的奇异积分方程,利用Gauss-Chebyshev方法求解了在4种应力场分布情形下的数值结果,并与已有文献的解进行了比较,当a0/c0 ＜0.4、a0/h≤0.3时,两者结果具有较好的一致性,表明了本文方法的合理性和可靠性.     

基于预测命中点的机动目标最优制导方法

针对导弹攻击机动目标的情况,提出了一种基于"当前"统计模型的预测命中点方法。首先对目标进行实时机动检测,并预测了拦截时刻目标的位置。基于预测命中点的结果,推导得到导弹攻击机动目标最优制导方法的解析解。该方法无需提前假设目标机动模式,适用性好。在多个假想的攻击场景下对制导方法进行了仿真,仿真结果验证了该方法是有效的。