印度在国际市场招标采购近程防空导弹系统

2011年12月，印度陆军出资15亿美元在国际市场上招标近程防空导弹系统。印度对近程防空导弹系统提出的要求是能够同时对付飞行速度在每秒500米以上、距离在15千米以外的多个目标。系统寿命要保证至少20年，导弹的寿命要在8年以上。价值15亿美元的近程防空导弹系统共包括36套发射装置及1000枚导弹，将部署在2个步兵团。印度计划在未来5到7年为陆军8个步兵团部署近程防空导弹系统，每个步兵团部署的近程防空导弹系统成本大约为8亿美元。     

悬挂装置在军用运输机上的应用

结合国外军用运输机悬挂装置的配备与应用，对悬挂装置在军用运输机上的作用与使用情况进行了概括的论述，总结了悬挂装置在军用运输机上的应用范围及特点。     

MBDA公布用于UAV的两种新武器

MBDA公司在其未来技术概念研究中推出了一系列计划．其中第三个计划被称为Vigilus系统计划．重点研制用于UAV的未来攻击武器系统。该系统由发射装置、通信单元、导弹及地面控制单元组成，具有情报、监视、     

舰空导弹发射装置运行安全问题

简要地介绍了舰空导弹发射装置运行安全的基本概念，叙述了四种防护措施的原理。讨论了与运行安全有关的设计问题。     

海洋重力仪采样质量悬挂系统分析

针对轴对称型海洋重力仪采样质量悬挂系统的刚度设计问题,运用材料力学和最小势能原理重点对水平和垂直方向的等效刚度进行理论分析,分析结果表明:系统在水平面内各方向的刚度相等,与拉丝材料的弹性模量和横截面积成正比,与拉丝的初始长度成反比;系统竖直方向等效刚度与绷紧弹簧的张力成正比,与拉丝的初始长度成反比.对仪器工程应用中,因拉丝弯曲而产生的干扰阻力进行了评估分析,结果表明在正确选择拉丝的材料和几何尺寸的条件下,由干扰阻力所引起的误差可以忽略不计.     

2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统.主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分.系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量.在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比.以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比.研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005.     

基于k-ωSST模型的同心筒发射装置流场数值模拟

围绕同心筒发射装置流场数值模拟及结构优化展开研究,流场数值模拟基于轴对称Navier-Stokes(N-S)方程、k-ω shear stress transfer(SST)湍流模型,并运用域动分层动网格方法,以同心筒初始方案为参照,研究了同心筒发射过程的动态流场,在此基础上,分别对内筒收敛段的收敛角度以及筒口扩张段的扩张角度进行了优化研究,研究结果表明:内筒收敛段使得燃气排导更为通畅,筒内的热环境有所改善,并且内筒收敛段起到了一定的防喷作用,收敛角越大,筒底热环境越好;筒口扩张段对发射过程动态流场也有明显影响,收敛角为15°,扩张角为20°时,导弹从开始发射到完全出筒过程中热环境最为良好。      

一种异型同心筒发射装置的排导性能仿真研究

为解决"大弹径、有翼导弹"的发射技术难题,提出了一种"外方内圆"非规则异型同心筒发射装置结构,并采用三维N-S方程、雷诺平均湍流模型和动网格技术对有翼导弹非定常发射过程的燃气排导性能进行数值仿真,获得导弹发射过程中燃气流场流动规律。研究结果表明:内外筒腔和导流锥处燃气流动状态良好,且异型同心筒发射装置的排导效率达到97.8%,可实现燃气的顺利排导,同时,仿真计算得到的压强、温度等流动参数与1∶1状态的地面试验结果保持一致,验证了仿真计算的可靠性。计算结果可为异型结构同心筒发射装置的工程应用可行性提供理论支撑。     

五维光电位置传感器的研究初探

为克服研制磁悬挂天平电感式位置传感器的不足，继而又研制了五维光电位置传感器。它除了改善信号采集的方式外，还可以在控制绕组中使用ＰＷＭ供电方式，降低装置的功耗。本文介绍了这种传感器的工作原理，同时给出了用ＣＣＤ线阵列做传感器的方法。