二维装药通用计算方法及程序

所谓装药计算就是求出发动机内弹道计算所需要的装药几何参数。 现代的固体火箭发动机装填系数都很大,因而侵蚀燃烧现象比较严重。为了更准确地计算发动机的内弹道参数,必须考虑由于侵蚀燃烧而引起的装药截面积的变化。考虑这一因素的内弹道计算方法一般是将药柱沿轴线分段计算,这样就需要对装药每一节点处各个时刻的装药几何参数进行计算。装药计算量是相当大的,需要编制计算机程序来配合相应的内弹道计算。目前,国内大多数程序都是针对某一种特定药型的,这使得该程序的使用受到限制。所以有必要对目前国内固体火箭发动机中大量使用的装药进行研究,编制出通用的计算机程序。     

跟踪测量数据系统误差残差的影响分析

重点考虑外测设备单站跟踪下系统误差残差对弹道计算结果的影响，进行了系统误差残差建模、误差残差的定性分析和定量计算，所得结论对外测数据事后处理以及测量设备标校、弹道精度分析与评估以及制导误差分离等工作有参考价值。     

舰载导弹垂直冷发射系统哑弹砸舰问题研究

舰载导弹垂直冷发射技术广泛应用于多国海军舰艇武器系统,空中不点火导弹（＂哑弹＂）对载舰的危害是舰艇安全中必须要考虑的因素。考虑＂哑弹＂运动的主要影响因素为导弹出筒速度、出筒倾角和风速,据此建立典型舰载导弹垂直冷发射过程的＂哑弹＂弹道数学模型,计算在不同风速和风向、导弹不同出筒速度和载舰不同横摇角度情况下＂哑弹＂的运动轨迹,分析计算＂哑弹＂在各种因素及其组合作用下落到载舰上的概率。     

考虑力/热/结构多场耦合效应的飞行弹道预测

高超声速飞行器气动力/热/结构多场耦合的一个典型效应是热弹性变形,从而引起气动力变化及配平变化,并进一步改变飞行弹道与控制方案。将FL-CAPTER高超声速多场耦合分析软件拓展至飞行力学领域,建立了考虑气动力/热/结构多场耦合效应影响的弹道模拟新方法,并针对给定舵偏角下自主配平控制的助推-压缩楔组合体外形,开展不同耦合时间尺度下的飞行弹道特性研究,初步探讨分析了多场耦合效应对飞行弹道的影响。研究结果表明：对于助推-压缩楔组合体外形,考虑多场耦合效应后,变形将带来配平迎角增大,飞行器升力、阻力同时增大,升阻比降低,弹道飞行高度增加,飞行马赫数降低,航程变短等一系列影响;同时,气动/弹道耦合计算时间步长的选取对弹道仿真结果存在较大影响,当步长选取过大时,会带来非物理振荡,导致计算结果失真;所提出的基于变形量回溯插值技术的双时间步修正方法能够有效提高弹道仿真精度,削弱因时间步长选取过大造成的非物理振荡。相关研究对认识多场耦合效应与飞行弹道的耦合机理及弹道设计等可提供重要参考。     

原点误差对发射方位角及弹道精度的影响分析

发射原点是飞行器试验中非常重要的参数,在某些特殊试验中,发射原点往往是不能准确给出的,为此,本文详细推导了发射原点误差对发射方位角和弹道精度的影响公式。仿真计算结果证明,原点误差对发射方位角影响较大,而原点误差和发射方位角误差的共同作用对发射系下的弹道精度影响很大,对于此类高精度的飞行器试验必须考虑原点误差对弹道精度的影响。     

高超声速典型弹道下的壁板热气动弹性动力学分析

对高超声速流中带有热防护系统（TPS）的二维壁板进行了热气动弹性的双向耦合建模与分析,采用三阶活塞理论计算气动力,通过参考焓法获得气动热流,在有限差分法的基础上进行结构热传导计算,拟合了结构材料特性随温度退化的曲线,最后将气动热模块、气动弹性模块进行双向耦合以考虑气动热与结构形变之间的相互反馈,并在2种典型弹道状态下进行热气动弹性响应分析。结果表明,在X-34A的设计弹道下,双向耦合分析会引起更加剧烈的热应力与热弯矩的变化与较长的瞬态混沌过程。在FALCON弹道下,双向耦合得到的结果加热更为剧烈,而温度下降的过程也更快。对比2种弹道发现,长时间的高超声速飞行更容易引发颤振,而机动性较强的弹道面临的主要问题则是屈曲,需要考虑材料的应力及强度特性。同时说明了双向耦合策略对于现代飞行器在弹道状态下工作的热气弹响应分析的必要性。     

涡轮泵转子稳定性计算

随着涡轮泵压力和转速的提高,流体密封和叶轮偏心间隙激励成为影响转子稳定性的主要因素。利用Ｃｈｉｌｄｓ Ｄ Ｗ等提出的动力系数计算方法,计算了环形密封引起的附加刚度和阻尼,采用整体传递矩阵法,对考虑流体密封和Ａｌｆｏｒｄ力引起的涡轮泵转子系统的稳定性进行了计算。结果表明,增加支承阻尼和进口反涡动,可以提高转子稳定性。     

干扰因素对侵彻子弹散布特性影响研究

侵彻子母弹的子弹散布特性直接影响侵彻子弹对目标的毁伤效果,是侵彻子母弹研究的重要方面。针对弹道导弹侵彻子弹的散布规律特点,提出一系列子弹散布特性参数。在考虑干扰的情况下,通过弹道仿真计算,研究各干扰因素对子弹散布特性的影响。通过仿真结果分析,找出影响子弹各散布特性参数的主要干扰因素,为子母弹的使用和改进提供必要的参考依据。     

浮动块硬盘磁头抛光机的运动学分析

通过对抛光盘摩擦驱动力矩和导轮阻力矩等影响因素的仿真分析计算,研究了各因素与抛光机运动学行为的关系。结果表明,转速比是主要的运动学行为,导轮的滚动摩擦系数和偏心距对抛光机转速比的影响比较大,偏心距需要和其它抛光因素协调选择。     

不确定飞行环境下的滑翔制导炮弹方案弹道优化

滑翔制导炮弹因体积和成本所限存在控制能力有限的问题,有必要对其方案弹道加以合理的设计,为此提出一种不确定飞行环境下的弹道优化方法以降低方案弹道对各类随机干扰的敏感度。建立了模型偏差、滑翔启控点参数偏差、气动参数偏差及气象偏差等不确定性因素的数学模型,推导出计及随机干扰的滑翔弹动力学系统雅可比矩阵的解析表达式,利用线性协方差分析法,得到了系统误差传播方程,进而建立了不确定飞行环境下的弹道优化模型。利用Chebyshev伪谱法将弹道优化问题转换为非线性规划问题,在此基础上采用内点算法(Ipopt)获得了方案弹道的最优解。仿真结果表明,与不考虑不确定因素的设计方法相比,采用本文方法设计出的方案弹道,纵向和侧向位移散布方差明显减小,显示出对随机干扰更好的抑制效果。     

脱壳穿甲弹气动力-外弹道优化设计

本文将脱壳穿甲弹结构参数在飞行弹道上对空气动力特性、外弹道特性的相互影响作了分析,提出了在飞行弹道上对主要结构参数进行气动力-外弹道一体化优化设计的必要性。基于脱壳穿甲弹的弹道特点和战术技术要求,确定了优化设计变量、目标函数、约束函数。建立了一体化的优化设计数学模型,并利用空气动力数值计算、外弹道数值计算和最优化方法进行求解,编制了一套设计软件。通过对某小口径火炮脱壳穿甲弹优化设计应用表明,软件计算精度较高,优化设计后的脱壳穿甲弹主要弹道性能有了大幅度抛高,优化设计收到了很好的效果。     

弹道折合的遗传主成分方法

制导工具误差折合是导弹精度评定中的重要问题，针对传统主成分方法中主要成分选择只考虑试验弹道的问题，提出了充分考虑试验弹道与全程弹道特点的主成分确定方法，并利用遗传算法确定最佳主成分子集。仿真计算表明，与最小二乘和经典主成分方法相比，遗传主成分算法获得的全程弹道遥外差与落点偏差更接近于真实值。     

不同弹道制导工具误差的折合方法

本文给出了不同弹道制导工具误差进行折合的计算方法,对各种特殊弹道进行了仿真和实际计算。计算表明:这种折合方法比传统的“分离——折合”方法好。该方法对弹道参数的外测精度要求不高,工作量小,而且不需全弹道高精度测量(只要有一小段弹道满足精度即可)。文中对不同特殊弹道的仿真折合结果作了比较分析,提出了远程导弹定型实验立足国内时,具体试验弹道的选取意见。本文对定型试验方案设计有重要参考价值。     

基于MSC.Nastran优化梁元偏置的分析

在有限元结构设计分析中,对梁的受力形式以及在空间放置方式等的理解直接影响整个分析计算结果。文中将加筋板离散为板元和梁元,用大型通用有限元商业软件MSC.Nastran的SOL200优化了梁元考虑偏心和不偏心的4种工况,其结果满足位移和应力约束。对几种工况中优化后的加强筋的不同尺寸,表明存在巨大差异,且符合真实物理模型的有限元模型,即带梁元偏心的情况质量达到了最轻。将优化结果参数用于原模型,用MSC.M arc进行了模态分析,并比较了前三阶模态。最后,得出了结论,如设计中不考虑梁元偏心,会给梁元尺寸的优化结果带来极大的误差,并对刚度的影响也不可忽略。考虑梁元偏置的加筋板不仅具有最小质量,而且具有广泛的实用价值。     

一种新的SAR成像末制导弹道快速优化方法

基于一种求解最优控制的新方法——hp自适应伪谱法,对合成孔径雷达(SAR)成像末制导弹道优化问题进行了研究。以波束驻留时间最小为指标函数,考虑SAR成像约束、导弹过载约束、导弹动力学约束,建立了SAR成像末制导弹道优化模型,利用hp自适应伪谱法对模型求解。仿真结果表明,hp伪谱方法通过伪谱分段数和配点数目的自适应调节,融合了分段伪谱法计算效率高和全局伪谱法收敛速率快的优点,得到的弹道平滑、精度高,与采用直接打靶法的弹道优化相比,优化时间显著降低,可为SAR成像末制导工程设计提供有益参考。     

残余应变对锥柱形膜片多次翻转行为的影响

弧长法能跟踪复杂的非线性平衡路径全过程,但计算受初始设定载荷影响较大,而针对这一局限设计的改进算法能更好地求解膜片翻转过程。考虑新型Ti3012合金、纯钛、理想材料,基于改进弧长法研究残余应变对锥柱形膜片多次翻转行为的影响,得出新型Ti3012合金膜片的正翻与回翻过程均没有纯钛膜片好,且存在严重偏心现象,其98%正向翻转状态时回翻过程中不仅偏心量达到60mm,而且出现褶皱等严重失效行为;理想材料在不同正向翻转状态时反向回翻,膜片均存在严重的偏心问题,最大偏心量大于80mm;纯钛膜片仅98%正向翻转状态时回翻过程中偏心量稍大,约为10mm。无残余应变这一材料特性降低了膜片结构刚度,同时伴有初始弹性模量减小的性质,这些因素均不利于膜片多次翻转。     

残余应变对锥柱形膜片多次翻转行为的影响研究

弧长法能跟踪复杂的非线性平衡路径全过程,但计算受初始设定载荷影响较大,而针对这一局限设计的改进算法能更好地求解膜片翻转过程。考虑新型Ti3012合金、纯钛、理想材料,基于改进弧长法研究残余应变对锥柱形膜片多次翻转行为的影响,得出新型Ti3012合金膜片的正翻与回翻过程均没有纯钛膜片好,且存在严重偏心现象,其98%正向翻转状态时回翻过程中不仅偏心量达到60mm,而且出现褶皱等严重失效行为;理想材料在不同正向翻转状态时反向回翻,膜片均存在严重的偏心问题,最大偏心量大于80mm;纯钛膜片仅98%正向翻转状态时回翻过程中偏心量稍大,约为10mm。无残余应变这一材料特性降低了膜片结构刚度,同时伴有初始弹性模量减小的性质,这些因素均不利于膜片多次翻转。     

大气密度分层计算时的再入弹道解析解

给出了在考虑阻力系数为速度的函数的情况下,并将大气密度进行分层计算时,估算再入飞行器弹道主要参数的一组解析式。按上述方法进行了仿真计算,并将计算结果,Ｂａｒｂｅｒａ解,有关文献解同数值解进行了比较。结果表明,由于大气密度采用分层计算,更真实地反映了飞行器的再入环境、解析估算值较其它两种解更接近于数值解,完全可用于再入飞行器的再入弹道初步估计和再入性能分析。     

不对抵称转子临界转速的计算方法

考虑某膨胀涡轮转子具有不对称支承刚性及不对称阻尼等特点,针对转子具体结构形式进行适当简化得到计算模型;采用考虑刚性、阻尼、集中质量耦合的传递矩阵与匀质轴克雷洛夫函数精确解的传递矩阵,同时考虑轮盘不平衡偏心引起的强迫激振、x-y两个方向的振动耦合,计算该转子的临界转速与振型,并分析计算结果;用简单算例对程序进行验证,将简单盘的程序计算结果与试验结果进行比较.     

载人飞船返回舱外测高精度弹道计算与落点预报

针对返回舱再入返回过程中外测弹道计算精度低、稳定性差的问题,仿真分析比较了单点定位、滤波方法和动态滑窗处理等多种外弹道计算方法的精度,提出了一种弹道加权融合计算的实时自动弹道优选方法。结果表明：动态滑窗处理方法精度最高,实时自动弹道优选方法可全程获取多测元跟踪条件下的最优弹道;返回舱外测弹道计算精度和稳定性有明显提高,外测弹道落点预报精度可达到百米量级,着陆时间偏差在1 min以内。