乘波构型优化设计与实验

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的重要参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求.本文开展了锥导乘波构型的参数化建模设计,采用改进的多目标遗传优化算法,完成了以升阻比、容积率和容积为多目标的乘波构型优化设计;在KD-01高超声速炮风洞中完成了不同攻角缩比模型的气动力实验,并同CFD计算结果进行了比较分析.结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合.研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考.     

装备动力传动系统劣化度与参数表征研究

传统的维修保障计划规定只是关注装备零部件的故障诊断,并根据装备使用的摩托小时来确定。为克服维修保障的盲目性,从装备的整体性能随服役期的变化角度出发,研究装备的劣化程度及其参数表征,并以新一代装甲装备的动力传动系统为目标,通过试验和分析,得出发动机汽缸压缩压力、车辆的各挡最大稳定行驶速度、加速性可作为动力传动系统的劣化程度评价指标。这些参数易测、科学、量化。研究结果对装备保障和使用有重要的指导意义。     

基于公平谓词法的JMS消息过滤改进算法

研究了JMS发布／订阅消息传递模式的工作机制,分析了JMS在对事件进行匹配时的过滤算法,针对该算法的不足提出了采用公平谓词法来改进JMS的消息过滤速度,改进方法对基于JMS的发布／订阅应用程序的开发具有一定的指导意义。     

外挂式导弹机弹分离气动干扰特性研究

以经典的机翼/挂架/导弹组合模型为例,采用重叠网格软件系统和计算流体力学技术,从机弹干扰工况简化和气动干扰特性影响因素分析两个方面对外挂式导弹机弹分离气动干扰特性进行研究。导弹分离轨迹参数和气动干扰系数的数值预示结果与捕获轨迹试验结果吻合,表明该计算方法能有效预测机弹分离轨迹和分析导弹与载机间复杂气动干扰现象。根据计算流体力学结果,从马赫数、机翼攻角、导弹攻角等方面,给出导弹在不同分离工况下的气动干扰规律,并采用增量系数法对缺失工况进行一阶外插处理的气动干扰数据外推方法,可应用于机载外挂空基武器的机弹分离轨迹预示和气动干扰特性设计中,具有重要的工程应用价值。     

固定翼无人机曲线路径跟踪的积分向量场方法

常规的向量场方法在处理无人机曲线路径跟踪问题时很容易受非定常风扰的影响而使得跟踪误差增加,因此很多方法采用用无人机的惯性坐标系(地速和方位角)替代机体坐标系(空速和偏航角)的方式来提高抗风性能。但是,这种方式只能处理大小和方向均恒定的风扰,这在实际飞行中是过于理想的假设。为了克服这些不足,提出了一种采用侧偏距的积分来主动抵消非定常风扰的积分向量场方法用于固定翼无人机曲线路径跟踪控制。根据期望路径的曲率及路径角,结合无人机自身的状态信息设计了曲线路径跟踪策略,并且使用李雅普诺夫理论证明了提出的方法能够确保闭环系统的全局渐进稳定。最后,使用高性能半实物仿真系统验证了提出方法的抗风跟踪性能。     

光幕靶破片速度测量方法及误差分析

主要针对破片速度测量实际需求,建立了光幕靶测量数据处理方法和速度误差的传递模型.研究了着靶信号波形匹配技术和破片轨迹匹配技术,利用无偏估计给出了测时、测距等各测量参数的随机误差范围,再结合时间和距离的匹配误差,最终给出了破片速度测量的总误差.     

飞航导弹故障飞行落点概率计算方法

针对飞航导弹故障飞行落点概率难以准确计算的问题,通过分析导弹的各个分系统的故障机理重新提出五种故障模式,依据逐系统串联的原理建立了故障模式的概率分配计算模型;在对发射、飞行和故障后坠落等阶段进行分析的基础上建立各故障模式的仿真模型;最后应用蒙特卡洛方法对某型导弹故障飞行落点的概率分布进行了仿真计算。     

胶泥缓冲器的非线性刚度的控制机理研究

为了改善履带车辆悬挂系统在各种路面的平顺性和缓冲性,对悬挂系统匹配了一款具有非线性刚度的粘弹性胶泥缓冲器。为了定量地研究胶泥缓冲器的非线性刚度控制机理,建立了非线性悬挂系统的动力学方程组。提出了一种无条件稳定的线性加速度逐步积分法对非线性方程组进行数值求解的新方法,最后用冲击实验验证该方法的可靠性。该研究为胶泥缓冲器的优化设计和车辆悬挂悬挂系统的动力学匹配提供了理论指导。     

高陡度非球面磨削亚表面损伤深度规律

具有高陡度非球面特性的光学元件可以明显改善光学系统的空气动力学性能,从而提升和优化系统综合性能。磨削加工方法可以作为此类元件的前期加工工序,而磨削难免会造成零件的亚表面损伤,且在这种高陡度非球面磨削加工中磨削参数是实时变化的,造成整个工件亚表面损伤深度不一致。针对这种情况,建立亚表面损伤预测模型,并结合半球形砂轮磨削的特点,通过理论计算预测非球面磨削亚表面损伤深度分布规律。在此基础上,以热压多晶氟化镁平面为对象进行模拟参数实验,通过磁流变抛斑点法得到各组参数下亚表面损伤深度情况,结果显示损伤深度范围在12.79μm~20.96μm之间,且沿试件半径方向由内向外呈增大趋势,结果与预测模型相吻合。     

浮空器气体混充定高建模与仿真

依据浮空器浮重平衡特性以及理想气体状态方程,探索了一种气体混充控制浮空器平飞高度的定高方式,并对浮空器气体混充定高技术进行了总体设计研究。考虑到热力学特性对于浮空器上升过程和平飞过程的重要性,结合工程热力学中混充气体的热物性能,以超压气球作为研究对象,分析球体上升和平飞过程中的热环境,并与动力学模型进行耦合。在此基础上,对混充气球上升及平飞过程进行力学仿真,得到气球上升过程中高度、速度、气体温度以及压强的变化,验证了浮空器混充定高技术的可行性,为后续浮空器飞行试验提供指导。