靶场紫外辐射测量应用前景研究

对天空背景紫外辐射、导弹紫外辐射以及导弹紫外辐射在大气中传输特性进行了分析,对在靶场应用紫外辐射测量的可行性进行了讨论。     

导弹火工品通用化自动测试仪设计与实现

针对当前导弹火工品所采用的设备存在通用性、自动化不高,测试精度低,以及存在在线测量的高风险性等问题,研发了1款导弹火工品通用化自动测试仪,可以显著提高导弹技术保障效率.在硬件设计方面,利用精密恒流源加电取样的电阻测量原理,应用自动化控制和精密测量技术,通过电子电路方案优化设计与产品加工,实现了导弹火工品的快速、精准和安...     

吉尔南再入测量站在美国战略武器试验中的作用

吉尔南再入测量站(KREMS)是一个雷达测量站,位于马绍尔群岛中夸贾林珊瑚礁的罗伊—纳慕岛。该站是夸贾林导弹靶场的一部份,为各种导弹试验和空间跟踪任务收集雷达测量数据。这些数据可供各有关部门用来鉴定弹道导弹再入系统、防御系统以及美国和外国的卫星系统。本文对吉尔南再入测量站、测量能力及其在弹道导弹试验和空间跟踪活动中的作用等方面做了介绍。     

潜射导弹发射原点测量方法

潜射导弹试验发射坐标系的原点一般应取在发射时刻(弹动时刻)导弹质心位置,这就需要高精度的水下定位测量系统。本文提出在不具备水下高精度测量能力的条件下,利用水上测量手段,对发射原点进行“靠近”测量并予以修正的方法。通过计算给出发射时刻导弹质心的大地坐标,应用于潜射导弹试验中。     

用内式六分量应变天平实测导弹挂飞载荷

 本文研究了导弹挂飞载荷的飞行实测技术。研制了两套由导弹模拟壳体和内式六分量应变天平组成的测力系统,在进行多项飞行环境适应性、安全性、测试功能性地面试验后,将其左右对称安装在载机截尖三角形翼下,在国内首次对三挂点、大长细比导弹的挂飞载荷进行了飞行实测,试验结果可信可靠。采用与实弹相同的挂装连接方式模拟壳体气动外形和几何尺寸,采用框式双天平一体结构、集中传力、天平校心与测力系统质心重合以及测力系统整体校准等,实现对导弹质心处航向、侧向和法向3个方向上力和力矩的直接测量,测量不确定度小于5%。为导弹挂飞载荷的安全、精准实测提供了一种重要技术途径。     

FL-2风洞外挂物分段测量实验技术研究

本文简要介绍了FL-2风洞导弹及导弹发射架集中载荷与分布载荷测量实验技术。该项实验技术成功地解决了导弹及发射架各段的变形控制和各段之间的间隙控制以及各段天平彼此之间的受力传递等技术难题，并采取了有效措施提高了外挂物天平的测量精度，实验得到了令人满意的结果。导弹及发射架集中载荷与各段的分布栽荷累加结果趋势一致、量值吻合。对于导弹△Czl≤0．02，△myl≤0．002；对于发射架△Czl≤0．008，△myl≤0．005。     

细长体导弹高速动导数试验技术研究

随着导弹技术的发展,导弹的种类越来越多,细长体导弹不断出现,对高速动导数试验也提出了相应特殊的要求。相比于常规布局导弹,细长体导弹高速动导数试验面临着角度天平无法在模型内腔安装、动态滚转力矩小导致测量精度低等技术问题。为实现细长体导弹滚转动导数测量,在FL-1风洞中建立了一套滚转动导数测量机构,相比于原始机构,进行了三方面改造:运动转换形式由"导轨"形式变为"内外环"形式、角度天平从模型内腔后移置尾支杆末端、测力天平采用特殊的结构形式设计。试验结果显示,同一模型、不同机构、不同期的重复性试验结果一致性较好,证明了试验机构的可靠性。目前,该装置已成功应用于某长细比达18的导弹型号试验任务,试验精度满足型号要求。     

大量程MEMS陀螺仪在高速旋转导弹上的应用

弹旋频率是影响旋转导弹制导精度的主要因素之一.本文提出了一种弹旋频率测量用大量程MEMS陀螺仪技术方案,开展了大量程MEMS陀螺仪在旋转导弹上的应用研究,解决了大量程MEMS陀螺仪在偏心安装、较大力学环境下提高测量精度等问题,通过了飞行试验验证,实现了旋转导弹弹旋频率的精确测量.     

利用遥测信号无线电干涉仪的初始段安全系统

靶场安全问题随导弹性能的提高日趋重要。在发射场附近这一问题更为突出,因为这里导弹爆炸能量最大。诸如雷达、GPS外测系统和光测因多种原因在这里用得不多,故需要一种设备能在导弹起飞后头几秒内提供有用的外测数据。该设备能提供从发射台起飞直到120秒内的导弹偏离理论弹道的数据。 本文叙述的外测系统利用了无线电干涉仪的原理,从两个精密间隔的天线提取相位差测量值。这些测量值送往“试验显示设施”,转换成常用的角偏差曲线,供靶场安全人负使用。 本文介绍了无线电干涉仪系统的基本概念,这种特殊外测系统的设置和使用情况。并详细介绍了这种设备的射前演练、设置以及实时显示的设置和最终数据产品的输出。     

捷联惯性测量组合双位置射前标定方法研究

从理论上探讨了捷联惯性测量组合射前标定方法,以挠性陀螺捷联惯性测量组合为主要研究对象,根据导弹临发射前的特点,提出了一种双位置射前标定方法。该方法充分利用导弹发射前的信息,合理选择标定位置,对影响导弹命中精度大的不稳定误差参数进行标定。理论分析和实验结果表明,该方法可以对捷联惯性测量组合主要误差参数进行射前标定,从而提高捷联惯性测量组合的使用精度,放宽其稳定性要求。     

钛合金惯性摩擦焊接头断裂韧性的研究

对钛合金惯性摩擦焊接头的断裂韧性（ＣＴＯＤ）进行了研究，并用光学显微镜和电子显微镜对裂纹尖端显微组织进行了分析。结果表明，焊态接头的断裂韧性较低，这主要与其显微组织细小有关，而焊后普通退火可以明显提高焊接接头的断裂韧性。     

裂纹对叶片固有频率影响的分析

给出了一种两条横向裂纹对叶片弯曲固有频率影响效果的分析方法。考虑的两种裂纹为周期载荷作用下产生的双面裂纹和脉冲载荷作用下产生的单面裂纹。分析中假设裂纹为沿叶宽等深度扩展的开口裂纹，同时将叶片看成无扭曲的短形等截面悬臂梁。结果表明，单纯选用固有频率识别裂纹参数，会过低估计裂纹严重程度；在可考察的裂纹深度范围内，单面和双面裂纹对固有频率的影响效果不显著。     

机身、机翼多交点同轴度误差计算

 本文根据误差尺寸链理论推导出机身、机翼结合多交点的直线度误差尺寸链方程式,计算出交点的同轴度及叉耳配合中心位置的直线度误差,从而对产品结合技术要求的合理性提出改进意见,并对其设计补偿作出评价。     

有向单位系下的方程无量纲化法

本文所研讨以有向单位系使方程无量纲化的方法。将籍助若干实例使探讨深入化和具体化。方法本身具有普遍性,但非任何场合都能比不考究方向的单位系取得更好的效果。     

飞机偏离预测研究之探讨

本文根据飞机偏离运动的特性,利用飞机非线性运动方程组的导算子矩阵研究副翼操纵时飞机闭环稳定性,获得了飞机偏离预测的新判据。通过对6架飞机偏离特性的计算,表明该判据简单有效切实可行,并且与Bihrle判据以及Weissman判据取得了较好的一致。     

激振控制分离流动的初步研究

 采用流场显示与测力相结合的方法研究平片激振控制二维锐缘分离流动问题。结果表明:若模型原始流态是闭式分离泡状态,适当频率的激振可使分离泡减小,升力和阻力也相应地减小。达时激振减阻的最佳Strouhal数(St_(x_(ro))=(fx_(ro)/U_∞)范围为3～5。若模型原始流态是完全分离流动,适当频率的激振状态与未激振状态相比,模型升力明显增加;相应地,流态从完全分离流动转变成闭式分离泡。激振增升的最佳Strouhal数(St_c=fc/U_∞)范围为0.7～2.5。     

飞机横-航向耦合模态特性和飞行品质优化研究

本文阐述了飞机横—航向耦合的形成机理,研究了气动外形参数变化对滚转-螺旋耦合模态的影响。文中提出对横—航向模态特性进行优化的算法,该算法对飞机的改型和初步设计有一定的参考价值。最后对某歼击机的横—航向模态特性进行了优化计算,计算结果表明,该机在许多状态下的飞行品质得到了提高。     

旋转整流器式无刷励磁系统电流线性放大器特性分析

对旋转整流器式无刷发电机的励磁系统的电流线性放大器特性进行了分析。运用了ａｂｃ坐标系统下的电机数学模型对励磁机带桥式整流系统进行了仿真,并进行了实验验证。结果表明：变速运行时,通过合理设计励磁机参数,可基本实现电流线性放大器特性。     

起落架油气式缓冲器设计中压缩比的选取

从理论上探讨缓冲器压缩比的选择范围。提出当缓冲器压缩比(静态对全伸展之比q_(so)、全压缩对静态之比q_(ms))的取值范围为2.5～4.5时,既可以较大限度地减少缓冲器体积,又可以把起落架的动载荷限制在较低的范围内,并为以往经验地选取压缩比提供理论基础。     

起落架缓冲系统参数优化设计

 同时考虑了起落架缓冲系统性能对飞机着陆和滑行过程中的影响,从改善飞机地面滑行动态响应特性出发,在满足着陆撞击等约束条件下,提出并建立了起落架缓冲系统参数优化设计的方法和模型,并以主起落架缓冲系统优化设计为例,具体讨论了优化过程和结果。实例计算表明,利用本文方法将有效地改善起落架缓冲系统性能。