某制导雷达抗反辐射导弹系统及其数字仿真

在现代战争条件下,制导雷达抗反辐射导弹问题是关系到其自身生存能力和威力发挥的重大研究课题。介绍一种用于某型制导雷达的抗反辐射导弹系统,以及该系统的仿真模型,并给出数字仿真的结论。     

有源相控阵雷达天线的波束形成装置结构

在有源相控阵天线中，发射和接收分布在使用发射与接收（Ｔ／Ｒ）模块的天线孔径处。Ｔ／Ｒ模块的使用使天线的性能得到了明显改善，而且使阵列结构的选择更加灵活。本文综述了有源相控阵天线的各种波束形成装置结构。由于全面地讨论所有类型的相控阵天线对任何一篇论文来说都过于宽泛，因此本文仅限于讨论用于雷达的共同馈电有源相控阵天线，讨论了宽带、窄带阵列的波束形成装置结构，包括将振幅锥削用于Ｔ／Ｒ模块还是波束形成网络     

航天火工装置无损检验方法标准简介

概述了航天火工装置无损检验对保证航天型号用火工装置的质量与可靠性、避免灾难性事故、提高发射成功率起的重要作用 ,分析了航天火工装置的中子照相、X射线和γ射线工业CT检验三项无损检验方法标准的共同技术要求 ,重点对这三项检验方法标准的适用范围及应用概况、检验系统仪器、设备配置和检验方法等技术内容作了介绍 ,并从型号研制需要出发 ,对尽快完善、配套航天火工装置无损检验标准 ,提出了建议     

塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究

简要介绍固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统，给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用，癖结了实验研究结果，并同数值模拟计算结果进行了比较，主要结果包括燃烧室压力，底部气锥流量，内膨胀比，侧喷管倾角，底部压缩角等对塞式喷管性能的影响，并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。     

利用微波探测仪(ATMS)对在轨微波辐射计观测精度的模拟分析

微波辐射计的观测精度及其对数值模式同化应用的影响评估是微波辐射计观测指标设计的重要参考。基于微波探测仪(ATMS)资料,利用三维变分同化系统模拟分析在轨微波辐射计的观测精度指标。针对ATMS观测误差特征,在其观测基础上增加均值为零、标准偏差分别为0.5,1.0,1.5,2.0K的正态随机扰动,进而获得不同精度的观测模拟值序列,然后利用Harris和Kelley的辐射资料偏差订正经验方法订正不同精度的观测资料。偏差订正后,利用三维变分同化模式(WRFDA)直接同化ATMS资料。通过2016年6月6h预报场的同化试验,评估了不同观测精度的模拟资料对数值模式的同化影响。     

连续旋转爆轰发动机外流场三维数值模拟

为研究连续旋转爆轰发动机(CRDE)内外流场的变化特性,采用氢气-空气单步有限速率化学反应模型,对内径为40 mm、外径为60 mm、长度为50 mm的连续旋转爆轰发动机进行三维数值模拟,获得了CRDE内外流场结构特征和旋转爆轰波相关参数的变化特性,分析了不同进气总压条件对流场结构和发动机性能的影响。结果表明:爆轰产物在燃烧室出口附近膨胀加速,压力和温度大幅降低,在流场下游产生激波使压力回升,且随进气总压的升高,激波距燃烧室出口距离增加;出口附近羽流中心形成低压高温区域,中心平面上的平均压力低于环境压力,给发动机推力带来了副作用;羽流外围的空气受出口处斜激波的扰动,压力呈现出周期性变化;发动机推力随进气总压的升高而呈线性增加,进气总压为0.55MPa时,发动机推力达到了1160 N。计算仿真结果对掌握连续旋转爆轰发动机外流场特性具有一定的参考价值。     

基于全域CZM的复合推进剂细观损伤与断裂研究

采用全域CZM模型模拟了复合固体推进剂从细观脱湿到基体开裂,直至微裂纹扩展汇合,最后断裂破坏的演化过程,探索了其宏观力学行为发生发展的内在原因。数值模拟结果在微裂纹的开裂特征以及推进剂的宏观应力-应变曲线等方面与试验结果吻合较好。研究结果表明,采用全域CZM模型能有效模拟复合推进剂材料细观断裂破坏过程及其宏观力学性能;通过参数反演可知混合基体的初始刚度远小于颗粒/基体界面的,而粘接强度和粘接能大于界面的,这使得基体易变形而界面先脱湿;可将推进剂受拉伸载荷的细观力学行为分为四个阶段:无损伤变形阶段、界面部分脱湿阶段、脱湿与基体开裂并存阶段、微裂纹聚合断裂阶段。     

固体推进剂装药枪击试验数值模拟与试验

固体推进剂的枪击试验是评价固体推进剂及装药在受到枪击的情况下,是否发生燃烧、爆炸及爆轰等剧烈反应的重要试验方法。采用LS-Dyna有限元仿真软件研究了枪击试验推进剂的反应过程,并采用12.7 mm枪击试验验证了LS-Dyna的计算结果。结果表明,以点火增长模型、Johnson-Cook本构模型和Gruneisen状态方程分别赋予推进剂、子弹及推进剂壳体,计算结果表明,推进剂发生明显的燃烧反应,且推进剂燃烧在壳体内部产生的压力显著增大。采用12.7 mm枪击试验验证的试验结果表明,推进剂装药在12.7 mm子弹以约850 m/s速度撞击下,推进剂发生燃烧,此结果与模拟结果相一致。     

航天火工装置点火输出压力散差的精细化控制

航天火工装置点火输出及传递的可靠性一般按GJB1307A-2004《航天火工装置通用规范》进行裕度试验,如120%、75%输出能量等。实际验证中,常采用120%装药量、75%装药量进行考核,忽视了点火输出压力散差造成的影响,可能导致该考核失效。文章从点火输出及传递压力一致性的角度,对其关键影响因素进行分析:针对点火输出环节,采用粒度更细的Al/KClO4烟火药改善燃烧性能和增加挡药板约束的方法,成功提高了点火的输出一致性;针对燃烧传递环节,采用更换黑火药粒为药饼和更换赛璐璐为铝箔增加约束的方法,成功提高了燃烧传递的输出一致性。两种方法成功提高了航天火工装置点火输出及传递的精细化控制水平,可有效降低裕度考核失效的可能,保证裕度试验结果的可靠性。     

推力室外壁机器人自适应焊接控制研究

针对推力室外壁焊缝坡口进行机器人焊接控制的研究,并基于主动式激光传感器获取坡口参数,通过建立坡口-参数-焊缝的模型来实现推力室外壁的自适应焊接,从而保证推力室焊接质量的一致性。在"静态"研究的基础上,进行推力室焊接过程"动态"坡口结构参数与工艺参数最优匹配的研究,建立了推力室外壁坡口自适应焊接参数模型。结合模糊控制算法搭建了焊接自适应控制系统,完成了推力室模拟件的焊接试验,验证了模型与自适应焊接系统的适用性。针对液体火箭发动机推力室专用S-06,1Cr21Ni5Ti等材料建立了热丝TIG焊接参数计算模型,可覆盖深度5～12 mm的推力室对接坡口。在SIMULINK平台下针对控制响应速度优化了焊接自适应控制系统的调节因子。自适应试验件焊缝熔合良好,X射线检测合格,强度均高于母材强度的90%。