发射扰动与初始弹道耦合模型研究

针对火箭、导弹发射扰动与初始弹道互相耦合引起的弹道散布问题,提出发射扰动与弹道解算相耦合的计算分析模型。该模型以多体系统动力学为基础,建立能够模拟弹架相互作用和弹体初始扰动的发射动力学模型,并将弹体受到的气动载荷转化到弹体坐标系下进行刚体动力学计算以获得弹道参数。通过滚转弹应用实例分析表明,采用此模型能够有效模拟发射扰动与初始弹道相互耦合状态;弹架间隙扰动与气动载荷作用都会对弹体在飞行时的姿态角及飞行位置产生较大影响。当存在1 mm的弹架间隙且有气动载荷作用的影响下,与无弹架间隙和气动载荷的作用影响的结果对比发现,存在弹架间隙扰动的影响会使得弹体在飞行过程中的俯仰角和弹道倾角的幅值范围减小4°左右,也使得弹体在飞行过程中的Y向位移量在1.5 s时刻减小6 m左右;存在气动载荷作用的影响,会使得弹体在0.5 s撤去推力后的姿态角成波动式变化,滚转弹稳定飞行,也会使得弹体Y向位移量在撤去推力后持续的平稳增加。     

基于EWT的离心压气机出口动态压力样本熵分析

以800 kW离心压气机从稳定状态经过过渡过程进入喘振状态时段的出口动态压力为研究对象，采用经验小波变换并结合样本熵特征，分析了系统在不同工况下的复杂特性。首先，在分析系统动态压力波形特征的基础上，采用经验小波变换并结合皮尔逊相关系数进行信号的提取。其次，研究了提取信号的样本熵与系统工作状态变化的关联关系，并讨论了经验小波的分解层数和样本熵的维数对分析结果的影响。最后，通过将白噪声加入原始信号以验证该方法的抗干扰性能。研究结果显示：当系统由稳态进入喘振状态时，系统出口动态压力的样本熵表现出明显的突变特性，其值由0突变至0.7左右。从系统参数的选择角度，样本熵维数的变化对系统特征的分析影响较小。并且，采用该方法抗干扰性能较好。     

前体尾流对降落伞工作性能的影响

为研究前体尾流对降落伞工作性能的非定常影响，基于Realizablek-ε湍流模型采用PISO算法开展了物伞系统的非定常绕流数值计算，获得了精细的流场旋涡结构。在此基础上，研究了不同拖曳比下物伞系统的尾涡演变规律、流场分布规律以及伞衣气动特性变化。结果表明:前体尾涡导致伞衣入口处的涡量大小和方向时刻变化，随拖曳比增加，涡量黏性耗散增强，进入伞衣的旋涡强度逐渐减弱，伞衣入口形成稳定的负涡量区，伞衣尾涡脱离周期随之延长；拖曳比对尾涡区后端（伞衣入口处）流场压力的影响远大于前端，随拖曳比增加，流动形式逐渐由闭式转变为开式，流场的速度分布和压力分布更为对称，伞衣入口形成稳定的正压区，内外压差增加；当拖曳比大于9时，前体尾流对降落伞阻力系数和表面压强系数的影响减小。      

具有复杂围护结构光学窗口的传热特性分析

针对具有复杂围护结构光学窗口传热特性,建立了高热流作用下的光学窗口及其复杂围护结构的辐射-导热传热模型,分别讨论了窗口的辐射半透明、光谱选择性、外部加热热流以及窗口尺寸对其瞬态温度响应的影响。结果表明,忽略窗口半透明特征会产生最大31.4%误差,忽略光谱选择性会产生最大40.4%误差;窗口外部气动加热热流影响显著,温度响应随热流的增大而急剧增大;窗口厚度对其传热特性的影响较大,随着厚度的增大窗口温度响应减小;而窗口半径产生的影响可忽略不计。     

多喷嘴气动直线度量针及其校准环的设计与使用方法

提出在浮标式气动量仪上采用多喷嘴气动直线度量针测量内孔直线度。分析和研究了多喷嘴气动直线度量针的测量原理及方法,设计制造了多喷嘴气动直线度量针及校准环。通过实例,对在浮标式气动量仪上用多喷嘴气动直线度量针测量内孔直线度的方法进行了验证。结果表明,在浮标式气动量仪上用多喷嘴气动直线度量针测量内孔直线度效率高、精度高。设计的多喷嘴气动直线度量针实用、可靠,完全满足客户要求,填补了行业的一项技术空白。     

载人飞船返回舱的气动特性分析与外形设计

本文阐述了载人飞船返回舱的绕流特点，分析了返回舱外形参数和重心位置变化对气动特性的影响，提出了外形优化设计方法，讨论了返回舱的动稳定性等问题。