武器构件回转弯曲撞击瞬态响应分析

以Timoshenko梁理论为基础，建立了武器构件回转弯曲撞击的理论分析和计算方法；讨论了各种撞击条件对回转弯曲撞击瞬态响应的影响；并对武器实际构件56式7.62mm半自动步枪击锤的回转撞击击针，进行了计算，计算结果与实测数据符合较好。     

武器构件回转弯曲撞击瞬态向应分析

以Ｔｉｍｏｓｈｅｎｋｏ梁理论为基础，建立了武器构件回转弯曲撞击的理论分析和计算方法；讨论了各种撞击条件对回转弯曲撞击瞬态响应的影响；并对武器实际构件５６式７．６２ｍｍ半自动步枪击锤的回转撞击击针，进行了计算，计算结果与实测数据符合较好。     

一种新型水下爆炸冲击等效加载实验方法

针对传统水下爆炸冲击响应实验研究中存在的问题,提出了一种实验室仿真水下爆炸冲击的等效加载方法,通过飞片撞击的方式来获得水下爆炸冲击等效载荷.同时建立了等效理论模型与流固耦合数值仿真来进行对比分析.结果表明,数值仿真结果与理论分析结果吻合较好,通过调节飞片的撞击速度与撞击比质量可以获得不同水下爆炸冲击所需要的等效载荷,进而为鱼雷爆炸对典型舰船结构的冲击响应研究提供一种新的思路.     

反鱼雷鱼雷战斗部触发灵敏度仿真

反鱼雷鱼雷(ATT)战斗部触发灵敏度仿真是ATT利用触发引信引爆战斗部的关键技术.本文以ANSYS/LS-DYNA有限元分析软件为平台,建立了来袭鱼雷和ATT有限元模型,并对ATT以不同速度、不同角度撞击来袭鱼雷进行了仿真计算,得到了ATT的触发动态响应特性.该研究可为反鱼雷武器战斗部触发敏感装置的触发灵敏度设计提供参考.     

弹体非正撞击/侵彻载荷响应的一种半经验分析方法

针对非正撞击/侵彻情况下的弹体结构动响应预示问题,将球形腔膨胀理论与经验方法结合,提出了一种弹体非正撞击/侵彻动载荷计算的半经验方法。基于本文半经验方法,沿终点弹道计算侵彻弹体的动载荷时间历程,进一步运用模态叠加法求解弹体结构动响应,对多个弹体算例的侵彻过载和应力进行预示并与数值仿真结果对比表明本文方法具有较强适应性,弹体结构最大应力预示结果的相对误差能达到30%左右。     

有限元法在击针撞击应力分析中的应用

从应力分析的角度出发，利用有限元分析软件LS-DYNA，建立了击锤撞击下击针应力仿真的有限元模型，计算得到了击针的撞击应力、速度、位移等参数．从仿真结果可知，击针的危险断面不在击针的尖端，而在距离尾端约15mm处，这与击针实际发生断裂的位置一致，也说明采用有限元法能够较真实地模拟击针的应力分布状态．危险断面内的最大应力并没有超过材料的屈服极限，所以击针的断裂不是因为瞬间应力过大引起的，而是在交替拉压应力的作用下疲劳破坏造成的，因此，要提高击针的寿命，首要要提高接近尾端区域的表面质量，减小应力集中以降低循环应力的幅值．     

破片对带壳装药冲击起爆的数值仿真

针对弹药可能会受到多发破片的撞击作用影响,对单个和多个破片撞击带壳装药的侵彻效果进行仿真。 运用Autodyn-3D 软件建立有限元模型,模拟不同形状的单破片及双破片撞击带壳装药、冲击起爆夹层炸药的过程, 计算其撞击带壳装药的阈值速度,并分析两破片不同间距对冲击带壳装药响应程度的影响,得出不同情况下冲击起 爆带壳装药的阈值速度和变化规律。结果表明：直径、阈值速度和双破片的间距对带壳装药的冲击起爆有一定的影 响,随着间距的增大,压力峰值减小,衰减变快。     

固体火箭发动机撞击临界速度及影响因素分析计算

以机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型为基础，结合热粘弹理论和动力有限元法，分析计算发动机结构撞击变形及装药内部热点形成，确定产生高温热点撞击临界速度。分析计算了小型试验发动机撞击临界速度，研究讨论了推进剂力学及理化特性变化对撞击临界速度的影响。     

浮动平台在远场爆炸载荷作用下的冲击响应研究

利用在计算流场的迎爆面直接加载冲击波载荷方法来模拟浮动平台在远场爆炸作用下的冲击响应,该方法弥补了现有有限元仿真软件在远场计算中的不足。把计算结果和试验测量结果进行了对比分析,计算结果与试验值吻合较好。     

HTPE推进剂机械刺激下的安全性研究

为研究HTPE推进剂在机械刺激下的安全性，采用BAM撞击感度仪和摩擦感度仪测试了其临界撞击能量和临界摩擦力，参考北约STANAG 4496标准对其进行破片撞击试验，测试其在不同破片撞击速度、不同破片撞击角度下的响应等级。结果表明：该HTPE推进剂的临界撞击能量为7J，其在撞击刺激下的安全性高于常规丁羟推进剂，临界摩擦力为54N，对摩擦刺激敏感；撞击角度90°时，破片速度增大（2 100～2 300 m/s）,HTPE推进剂响应等级均为V类（燃烧）；破片速度为1 850 m/s、撞击角度60°时，HTPE推进剂响应等级为Ⅲ类（爆炸）；撞击角度由90°转为60°时，HTPE推进剂受到的摩擦作用增强，响应等级由燃烧转为爆炸，其破片撞击安全性下降。     

飞航器热结构优化方法研究综述

对飞行器热结构优化方法进行了综述．首先对工程结构优化算法进行了回顾，指出了国外、国内在这一方面的现状．其次对热／结构分析及优化设计发展进行了总结．最后讨论了热结构分析及热／结构耦合数学模型，展望了其研究前景．     

舰炮身管的抗振性能优化研究

以舰炮连续射击时的射击精度为背景,针对舰炮身管抗振性能优化问题进行了研究。基于舰炮身管的实际模型,建立了3段梁结构简化模型,进而建立并推导了舰炮身管刚度优化数学模型。通过灵敏度分析方法,得到了舰炮身管刚度与质量的灵敏度分析图谱,从而确定了优化参数。利用ANSYS软件平台完成了舰炮身管抗振性能的多目标优化,得到了舰炮身管优化的最优解。将优化后舰炮身管模型与实际舰炮身管模型进行对比,对比结果表明:改变舰炮身管的有效设计变量,可使其动态性能得到改善;舰炮身管经过抗振性能优化后,1阶固有频率提高17. 99%,质量降低6. 12%,达到了优化目的。     

雷达接收机前端的系统设计

文中介绍了一种雷达接收机前端的系统设计方法，它选用一种超外差式接收机，采用前端高增益低噪声放大器来减小接收机的噪声系数，再利用混频器将射频信号转变为中频信号．在确定采用自动增益控制接收机后将功率合理分配，以保证接收机有较大的动态范围，提高探测精度。     

超空泡形态控制方法的数值模拟研究

利用数值模拟对射流、吸气和模型尾部结构三种新型超空泡形态控制方式进行了研究.研究表明,射流空化器与机械空化器产生的超空泡在尺度上基本相同,射流长度随气射流流速的增加而减小,随水射流流速的增加而增大,模型阻力不随射流长度的增大而单调较小.综合收缩锥、扩张裙、台阶和突缘等不同尾部结构对超空泡形态和模型阻力的影响,建议模型尾部采用台阶结构.当通气参数相同时,吸气孔越大,控制效果越好,吸气压力越小,控制效果越好.     

武器装备发展战略和谐性评估模型

武器装备发展战略是对未来一定时期武器装备发展的总体谋划,是对武器装备在高层次、大系统、全方位等方面的综合筹划.简要总结了武器装备发展战略的基本特征;在此基础上,建立了评估武器装备发展战略和谐性的模型,并应用于反坦克武器装备发展战略和谐性的评估.通过应用,证明了该模型的可行性和科学性.     

潜射导弹水下动载荷识别仿真分析

选择了Haar小波这一既具有对称性，又是有限紧支撑的正交小波，构造了高精度动态载荷识别模型，使得在满足实测响应个数远远小于导弹自由度数的情况下，可以识别出比较精确的动态载荷．针对8自由度弹簧质量块系统，使用传统的模态变换识别方法和使用离散正交的Haar小波作为正交矩阵的小波正交算子变换法进行了比较分析，结果证实了基于Haar小波的识别方法的优越性．使用小波方法仿真识别了某型导弹的振动载荷，与给定的仿真载荷相比，能给出有一定精度的识别结果，从而证明了辨识方法的可行性．     

BIT技术的发展现状与应用分析

BIT技术的性能主要从故障探测、故障定位（针对单一的外场可更换单元）、虚假警报、以及错误诊断等方面加以说明。对于正确隔离故障来说，BIT所制定的目标会随着BIT等级的不同而有所变化。BIT等级越低，正确隔离故障的总体能力就越低；BIT等级越高，正确隔离故障的总体能力就越高。     

基于目标视线角速度的航迹融合研究

雷达／红外双模制导过程中，提出了目标距离由雷达提供，目标视线角位置或角速度由雷达和红外融合提供．通过对目标被测误差角变化规律分析，提出了分布式结构中基于目标视线角速度的航迹融合方法，运用极大似然估计法进行了航迹状态估计融合．通过仿真，验证了该方法的有效性。提高了目标跟踪性能．     

高超声速飞行器巡航燃料消耗分析

针对某一高超声速飞行器模型,对飞行器巡航中的燃料消耗进行了分析计算。首先计算了不同高度和速度下飞行器稳态巡航的燃料消耗,得到了要实现某一速度的稳态巡航,则高度必须在一定的范围内,反之亦然的结论。其次,用遗传算法优化得到周期巡航的燃料消耗,结果表明,当飞行迎角在5°附近时,周期巡航燃料消耗较少。最后,对两种巡航状态的燃料消耗进行了比较,得出周期巡航比稳态巡航节省燃料的结论。     

星载微推进器推力测量中电容位移传感器极板不平行误差分析

为提高星载微推进器的推力测量精度,对电容位移传感器测量位移时的极板不平行误差进行了研究。在分析电容位移传感器工作原理的基础上,以典型扭摆测量系统为例,分析了极板不平行误差随着横梁扭转角变化的关系。根据位移测量臂长为0时极板不平行误差及宽度余弦误差大小与扭转角方向无关这一特性,确定了极板不平行误差的标定方法,设计了实验装置。对有效极板半径3.5 mm、量程1 mm的传感器以0.5°为调节步长进行了标定,得到极板不平行相对误差相对于理论值的偏差值为17.4%.根据标定结果得出结论：当稳态扭转角接近负向最大值时,引入的推力测量误差会快速增大到3.25%;当稳态扭转角接近正向最大值时,引入的推力测量误差逐渐增大到0.04%,对应的推力测量误差为0.1 μN量级;当推力测量误差小于微牛量级时,极板有效半径不能大于7 mm.