基于能量方法的飞行控制系统设计与仿真

飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题,进而建立起一体化的综合飞行控制系统.文中研究了基于能量方法的飞行控制系统的设计方法,建立了包含飞机纵向姿态控制回路和发动机推力控制回路的飞机质点能量运动模型,并以某型飞机为研究对象进行了综合仿真,仿真结果表明基于能量方法的控制系统实现了纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的解耦.     

爆磁压缩电磁脉冲弹的杀伤能力分析与仿真

分析了爆磁压缩电磁脉冲弹(EMPB)的组成和独特的杀伤杌理,计算了电磁脉冲弹对目标的覆盖区域,结果表明,覆盖区域的大小与弹的爆炸高度、波束角和倾角等因素相关.推导出从爆炸点到目标处功率密度的计算公式,初步计算了某型二坐标雷达接收的耦合能量,计算表明耦合能量与脉冲持续时间成正比.研究结论可为电磁脉冲弹攻击参数的设定及战术使用提供理论依据.     

引信用磁耦合谐振系统复杂环境能量损耗分析

针对复杂铁磁环境中磁耦合谐振装定系统无法有效工作的问题,基于电磁准静态场基本理论,推导磁耦合谐振装定系统涡流损耗解析表达式,分析该系统能量传输的影响因素。对不同介质环境中的装定系统进行数值模拟和实验研究,研究结果表明：理论分析与数值计算、实验结果趋于一致;涡流损耗为该系统不能正常工作的主要原因,且与系统的谐振频率、介质材料的磁导率和电导率相关;若在钢介质的开槽间隙中加入铁氧体磁环,装定系统20 ms后可以正常工作,能满足引信的装定要求;该结论对磁耦合谐振装定系统在复杂环境下的工程化设计提供参考。     

混合动力车电能量流表征及能量管理方法研究

由于混合动力车辆中的电系统结构复杂,多个部件存在多向的电能量流动耦合关系,同时在多向的电能量流动过程中需要克服不同的交直流阻抗,所以需要研究电能量流表征和优化管理方法.在建立电能量流复杂耦合系统模型的基础上,通过研究在复杂载荷条件下单电池荷电状态变化规律,成组电池电能损耗稳态、瞬态变化规律,辅助能量单元效率变化特性和负载系统在不同模式下的稳态、瞬态能耗规律,提出了电能量优化的管理方法.硬件在环试验结果表明,该方法在一定程度上提高了电池组的寿命,也提高了车辆的燃油经济性.     

考虑弹体中涡流影响的引信感应装定能量和信息传输通道模型

针对引信电磁感应装定中能量和信息传输通道建模时,忽略弹体中涡流影响,模型不准确的问题,基于分离式变压器能量与信息同步传输理论和涡流理论,提出采用分离式变压器的互感模型耦合涡流回路,描述通道传输特性的方法.通过对传输通道等效电路分析,推导出系统最佳工作条件和涡流损耗功率,并探讨了漏感补偿问题.最后针对两种不同型号引信,实验对比弹体中有无涡流时次级回路输出电压的差异,结果表明该模型能较准确描述装定过程中能量和信息的传输特性.     

火炸药粉尘爆炸最小点火能量的实验研究

建立了火炸药粉尘爆炸最小点火能量的测试系统，对电极间隙、放电回路中串联电阻、粉尘浓度等对最小点火能量的影响进行了实验研究和分析，得到部分火炸药粉尘云最小点火能量的测试结果。为确定用于火炸药危险场所电气设备的防爆形式和结构参数提供参考依据。     

双元复合炸药装药水下爆炸能量输出特性

选择GH-1和GUHL-1两种炸药及内外层和上下叠加两种典型的双元装药结构,测量了水下爆炸冲击波超压-时间历程,研究不同双元装药水下爆炸的能量输出结构,并与单一配方装药进行了对比.实验结果表明: 同样化学组成下,采用双元炸药装药结构,能够改变水下爆炸测点处的爆炸载荷,减少冲击波在传播过程中的能量损失,提高能量利用率; 其中采用外层高爆速炸药,内层非理想炸药的同轴内外层双元装药结构,比单一配方装药的比气泡能提高22.4%,而且两部分装药之间产生了能量耦合效应.     

寻的导弹数字化制导回路分析

随着寻的导弹数字化及快速性的提高,非线性因素及弹体-导引头耦合特性增加,传统的导引头、制导及自动驾驶仪回路独立设计方法由于缺乏子系统之间的协调性,制导回路闭合后带来了诸多问题.以一体化数字制导回路为分析对象,从制导回路稳定性分析、快速性设计及数字采样3个方面分析了制导匹配性约束.分析结论指出,弹体-导引头耦合、数字化控...     

点火回路电感对 EFIs 发火能量的影响

通过对爆炸箔起爆系统（ＥＦＩｓ）发火电路的分析，研究了线路参数电感对爆发电流密度的影响，发现减小电感对降低发火能量十分重要，并提出了降低发火回路电感的主要措施。     

一种电磁线圈发射器磁场构型优化方法

为提高发射效率,提出通过加装导磁构件改变磁场构型的新型驱动线圈结构。在分析驱动线圈磁场分布 对发射器性能影响的基础上,优化驱动线圈磁场构型,分析导磁构件的结构参数对磁场构型的影响规律。结果表明： 该方法能减小线圈磁场泄露和级间耦合,增大线圈内部磁场轴向梯度和发射组件所受磁场力,提高电磁线圈发射器 的能量转换效率,得出导磁构件结构参数的最优值。     

核电站防甩支架承受力估算实例分析

核电设计中需要考虑高能管道发生破裂事故对周围重要核级物项的影响,设计中常采用设置防甩支架的措施使事故影响降低到最小化,防甩支架承受力一直是管道设计者难以解决的问题之一。笔者基于多年的设计经验,根据能力守恒的原理及材料本身的力学性质,总结出一种可用于核电站实际设计使用的核电站防甩支架承受力估算方法,并以 M310堆型工程中的实际防甩支架为例,详细讲解如何使用这种估算方法来计算防甩支架的受力,通过这种估算方法可以略加保守地解决工程设计中的计算问题。结果表明,这种方法是安全可靠的。     

可靠性数据折算中的环境因子计算方法改进研究

在可靠性工程实践中,环境因子是对不同试验条件下的试验数据进行综合利用的重要参数。环境因子理论计算方法在工程应用中存在着一些问题,主要探讨了指数型数据环境因子的工程确定方法,针对当被试系统故障数为零时,公式不可用问题,对其假设条件进行了修订,从而使环境因子计算结果更为合理。改进后的方法在增强了环境因子理论计算公式适用性的同时,具有更为广泛的工程实用价值。     

聚能射流侵彻混凝土靶板的工程计算方法研究

详细分析了聚能射流侵彻混凝土介质的整个过程,根据流体模型和流体一弹塑性模型分别推导了侵彻孔深和孔径的计算公式。通过将理论计算值与试验测量值的对比分析.表明该工程计算方法可用于聚能装药对混凝土的侵彻参数计算．有一定的实用价值。     

粘弹结构模态损耗因子分析的修正模态应变能法

为了研究粘弹结构的阻尼特性,采用传统变形能理论建立了粘弹结构结构损耗因子的计算模型,并对相关阻尼参数进行了优化分析;通过研究传统模态应变能法与已有3种改进方法的原理及其相互关系,提出了一种新的修正模态应变能方法,新方法中修正因子随不同阶次模态损耗因子的幅值而变化。以一种四参数原型系统为依据,通过对4种模态应变能法的误差分析表明新修正方法对结构损耗因子与固有频率的计算误差最小;选取两个算例,通过对结构损耗因子与固有频率采用修正模态应变能法、变形能法、传统模态应变能法及相关文献有限元法的计算结果表明：修正模态应变能法可以满足工程设计的要求,且计算误差最小;修正模态应变能法可为粘弹结构阻尼特性与结构设计及改进等领域的研究提供一定的理论参考。     

水下发射筒口气幕上下边界计算方法研究

为了减小横流对水下发射导弹的影响,改善导弹的水中受力环境,采用筒口气幕技术。为了获得筒口气幕的保护区域,通过理论与试验相结合总结出了计算气幕保护上下边界的工程计算方法。利用该方法进行气幕上下边界计算获得的结果与实验数据获得结果较为一直,表明该方法可以用于指导水下发射气幕保护系统的设计。     

计算多构件机构传速比的传动单元法

在分析多构件机构传统的传速比计算公式基础上,借鉴有限元法思想,提出了传动单元和传动节点的概念.经过将多构件机构中的传动形式归纳为两种传动单元,推导出用传动单元法计算多构件机构传速比的通用公式.并以火炮自动机中常见的多构件机构为计算实例,阐述了用传动单元法计算多构件机构传速比的方法和步骤.该法是一种求解复杂机构传速比行之有效的简捷方法.     

采用有限元方法的平板锥形金属膜盒内压柱失稳研究

运载火箭蓄压器多使用平板锥形金属焊接膜盒,当膜盒充压超过其柱失稳临界压力时会发生柱失稳现象,为获得求解膜盒发生柱失稳压力的方法,使用有限元分析软件进行分析。首先利用ABAQUS非线性屈曲法求解膜盒柱失稳临界压力值,然后利用有限元方法求解膜盒在不同压力下的拉伸、压缩刚度值,结合推导的膜盒柱失稳理论计算式,得到了一种平板锥形金属膜盒内压柱失稳临界压力值计算方法,将计算结果与试验结果进行对比,验证了方法的适用性。     

求解导弹在随机激励下的动态响应

导弹弹体结构作为一非均匀质量和刚度的弹性体，计算其在随机激励下的动态响应是较困难的。文中给出了用李兹法求解导弹在随机激励下的动态响应的计算方法。与有限元法相比具有计算简单、节省时间、能在微机上实现编程计算等优点。可为确定弹上振动环境条件和室内模拟试验提供理论分析依据。     

破片侵彻深度的实用计算方法

针对破片对爆炸洞体的侵彻破坏,对Christman-Gehring(C-G)、中厚靶侵彻和弹坑容积描述3种侵彻公式与破片侵彻条件的一致性进行了比较分析.提出利用C-G公式估算侵彻深度的实用计算方法,并且得到了很好的试验验证.     

风洞试验模型姿态精确计算

针对传统姿态角计算存在计算复杂和不准确的问题,根据理论和工程实践方法,建立向量角度坐标系, 给出不同飞行姿态坐标系之间的变换与角度定义关系,能够精确计算出对应坐标系姿态角大小,并判定其方向,尤 其在通道耦合计算时,使得坐标系间的姿态角计算只跟角度有关系,而跟坐标系变化次序没有关系。结果表明：该 方法能简化计算过程,解决风洞实验和飞行器运动过程中姿态角求解复杂、误差大的问题。