弹道导弹制导计算中扰动引力的快速赋值

主动段扰动引力是引起弹道导弹制导方法误差的主要因素。因此,要提高导弹的制导精度,就必须能够在弹上实时计算扰动引力。但现有方法在计算快速性和存储量之间无法得到有效协调。为此,把广义延拓逼近思想引入有限元逼近方法中,将插值单元周围节点的信息也包含到单元内一点扰动引力的计算当中,建立了一种新的数学模型。对所选发射空域,在发射坐标系中进行了直角坐标划分。计算结果表明,这种方法能够更加精确地逼近弹道导弹主动段的扰动引力,在600 km×250 km×6 km的主动段飞行区域内,只需要保存60个节点数据,就能使由逼近误差导致的落点偏差小于10 m,是一般有限元逼近方法精度的4倍以上。     

先进的变载吸能器

传统的定载吸能器以50百分位男性乘员满足95％生存率为条件设计，它不能为全体乘员提供保护，变载吸能器能够根据乘员重量而调节动作载荷，为全体乘员提供最合理的保护，同时可以大大降低吸能器的冲击行程。     

隐身吸波材料反射率测试方法研究

本文介绍了吸波材料在同轴线,波导测量系统中和自由空间系统中对电磁波反射率的几种测试方法。其中着重对空间样板移动法,较为详细的作了分析讨论,并用材料标准样板(180mm×180mm平板),在X波段8～12GHz频率范围内与功率反射法测量结果进行了比较。     

国外结构吸波材料在巡航导弹上的应用

结构吸波材料研究是隐身技术研究的一个重要方面。本文叙述了结构吸波材料在国外的发展和应用动态,指出了在巡航导弹上应用结构吸波材料的必要性和主要的应用部位。     

大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制

 研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术, 即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力, 并且有效控制攻角范围从30b直到80b。     

混合移频静刚度法和直接扰动迭代法

本文对混合移频动柔度法的失代式进行等价变换，从而得到一个“变种”，该变种不包含混合移频系统的动柔度式F^△（λ*），这便消除了F^△（λ*）带来的近似性，另外，对直接扰动法也进行等价变换，引出可以省时地用于许多特征向量导数计算的直接扰动迭代法。最后，为了供读者参数，本文还导出了三种混合移频动柔度法的非迭代式，其中有两种恰好是另外两种动柔度法经混合移频后的非迭代式，这实际上已将另两种动柔度法也扩展到密集根情况了。     

化学物质释放人工改变电离层

考虑中性气体在电离层高度的扩散过程和相应的电离层离子化学过程，研究了利用主动化学物质释放来改变电离层的方法，理论计算了H2O和SF6两种气体释放后电离层随时间的响应过程，结果表明，在电离层高度上气体的扩散过程非常迅速，电离层F区的电子密度有很大程度的减少，而扩散慢且化学反应快的气体对电离层的影响更大，就更加有利于电离层洞的形成。     

地球扰动大气模型

本文介绍了地球扰动大气模型和建立该模型的方法。文中详细描述了该模型中，密度变化的各单个分量和风场变化的各单个分量，并给出了它们各自的计算公式。本大气扰动模型中包含了１３７个大气扰动状态方案，可供返回轨道计算、救生轨道计算和返回控制设计计算分别选用。     

旋转惯性液压变换器的能效特性

为探究旋转惯性液压变换器（RIHC）的主要性能及其能量转化机制，针对由等效两位三通快速切换阀驱动的旋转惯性液压变换器构型建立其理论分析模型。通过与传统比例液压系统（CHPS）对比实验，验证所建理论模型并给出两者能效差异。结果表明：所建理论模型可有效预测RIHC的主要性能，可通过系统吸油流量量化旋转惯性效应的大小，稳态吸油流量在有效占空比0.5时达到峰值。脉宽调制信号有效占空比控制模式下，随着飞轮转速、负载压力的增加，测得阀口节流损失与系统效率线性化增加。实验表明：负载压力在0～4 MPa范围内，RIHC相较于CHPS最高可减少89%的阀口节流损失，系统效率提升15.7%。     

高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。