新型装备模块化概念设计方法

针对传统装备概念设计存在的种类繁多、规格不统一等问题,提出一种新型装备模块化概念设计方法。简要概述模块化理论,重点描述模块化概念设计内容,给出其详细设计流程。通过该方法的应用,可进一步增强新型装备的模块化水平,提高新型装备的体系作战能力,并为相关研究人员提供参考。     

近程地对地战术导弹总体/发动机一体化优化设计

地对地战术导弹总体/发动机一体化优化设计是把飞行器和发动机作为一个系统,以系統性能最佳作为目标值来优选飞行器总体和发动机的设计参数。针对近程地对地战术导弹建立了最优控制过程模型及一体化的全系統模型。着重分析了一体化模型建立,融内外弹道为一体,各级同时优化,并应用庞特里雅金(Pontryagin)最小值原理和非线性多目标规划理论进行了求解。     

基于实例推理的枪械方案快速设计研究

为了提高基于实例推理方法在枪械方案设计领域的检索精度和设计知识重用程度,提出针对变型设计过程的基于实例推理的设计方案获取和方案修改方法。针对枪械设计过程,建立包括知识库、推理驱动引擎、实例检索模块和规则修改模块的实例推理流程;根据3类不同的指标需求形式设计了对应的相似度计算方法,提高检索精度;通过规则知识的定义和约束实现对设计方案进行定量化、适应性修改,获取最终的方案。开发了基于实例推理的枪械方案快速设计原型系统,并以枪管为例验证了该检索算法的精度,以及所提方法的有效性和实用性。     

基于TOPSIS的地空导弹总体方案评价决策研究

地空导弹总体方案科学与否直接关系到地空导弹性能的优劣，科学准确地评价总体方案是做出正确决策的前提．针对地空导弹总体方案定量分析问题，提出了一种用基于AHP法分配权重，模糊数学量化定性指标，最终运用目标决策分析中逼近于理想解的排序方法（TOPSIS）对总体方案进行排序，比较好地克服了以往方法区分度小等不足．实例表明，该方法是有效而又实用的。     

坦克装甲车辆散热系统的设计与试验

坦克装甲车辆散热系统是车辆总体设计中的关键技术之一.现代坦克装甲车辆的散热系统必须十分重视与强化系统设计意识,挖掘系统匹配与优化设计的潜力.在强调系统设计思想的同时,较详细地讨论了与散热系统设计密切相关的一系列物理与技术问题,首次提出了在系统设计中的系统模拟试验方法,从条件上保障了散热系统的研制与发动机、传动箱的研制同步进行,把散热系统的设计提高到一个新的水平.     

鱼雷发动机多学科设计优化应用展望

介绍了鱼雷发动机设计优化技术的现状与发展,提出了基于多学科设计优化(MDO)的鱼雷发动机优化设计方法,按零件、部件和总体方案设计3个阶段,分别从系统分解、模型建立、MDO策略、优化算法以及MDO平台建立5个方面,分析与展望了多学科设计优化在鱼雷发动机设计中的应用前景.     

支持产品智能化设计的知识服务方法研究

为实现产品智能设计中计算性问题和推理决策性问题的求解以及二者的有效结合,提出一种支持产品智能化设计的知识服务方法,即包括知识服务策略的制定和知识环境的构建两个方面。该方法通过分析设计知识自身特点以及与设计过程之间的关系,将设计知识分为业务领域、经验规则、实例方案和算法模型4种类型,并针对不同类型知识制定相应的服务策略;基于知识模板和组件模板对不同类型的知识进行形式化描述,并给出基于本体的设计知识语义建模流程;通过方案评价、方案修改将设计知识融入到基于实例推理活动中,实现知识的辅助决策;对设计工具进行集成和过程封装,实现了自动化计算。设计开发了基于知识的智能设计系统,并以枪管为对象进行了实例验证,证明了所提方法的有效性。     

基于蒙特卡罗方法的固体火箭姿态控制系统设计

在固体火箭姿态控制系统设计过程中,为保证设计结果的可靠性,需要针对发动机性能、全箭质量及气动参数等进行拉偏仿真分析,各项偏差的大小及使用方法直接影响对固体火箭控制能力的需求。传统固体火箭姿态控制系统设计时,一般针对各项偏差进行极限拉偏组合仿真,导致设计结果较为保守。针对总体各项偏差量,建立概率模型,采用蒙特卡罗方法进行控制力分析。数学仿真结果表明,相比传统设计方法,在保证系统具有一定的可靠度情况下,大幅降低了对姿态控制系统的需求,优化了系统方案。     

谈谈窄V形发动机的设计

窄V形发动机的宽度小,可以利用这一特点被适合的动力传动装置采用。文中结合对夹角为60°的六缸机改为10°夹角后在设计中可能遇到的问题进行了一些分析讨论。     

计算机辅助双基系固体推进剂配方概念设计方法研究

为了降低基于优化技术求解配方问题可能无解的风险,提出了基于质量功能展开(QFD)和公理化设计(AD)的双基系固体推进剂配方概念设计方法和模型,利用配方概念设计系统设计了一个改性双基推进剂配方实例,展示了该模型在推进剂配方概念设计系统中的运用效果。结果表明,在配方概念设计阶段初步求解基本满足指标要求的配方功能成分及其边界含量,确保后续配方详细设计(优化设计)有解。在传统的配方设计工作中,按照"概念设计+详细设计+性能预估+再设计"的新方法能有效避免优化无解风险,提高配方设计效率,降低配方设计成本。     

变结构变参数设计方法及其在机械CAD中的应用

提出了一种新颖的机械结构设计思想－变结构变参数设计方法，并结合实例，阐述了变结构变参数设计的概念、原则、实施措施和意义。由此对Ｉ－ｄｅａｓ软件包进行了二次开发，编制了发动机曲轴专用ＣＡＤ软件程序，并用某型号发动机曲轴进行了验证。     

基于PDM系统的机电产品数字化协同设计平台研究

针对简单任务分解的设计方法设计周期比较长、成本高等缺点,提出一种基于Pro/e、Altium Designer及CHS与PDM进行系统集成的数字化协同设计平台的框架方案。结合车辆领域型号项目数字化技术的应用实践,探索研究了数字化技术应用的基本条件,重点分析机电一体化产品结构、自顶向下的产品协同设计和三维电缆协同设计这3项关键技术,并提出需要注意的问题。实践结果表明：该方案进一步提高了机电产品设计中多学科多专业设计人员协同设计的效率,对兵器行业的数字化研究与实践提供了有益的借鉴。     

直升机雷达罩的设计方法

针对某型直升机雷达罩,研究了雷达罩设计过程中的电性能、结构、工艺、材料等基本问题和设计方法,着重介绍了雷达罩的结构设计,给出了布设防雷击部件的经验公式,讨论了成型工艺、吸波材料选择与喷涂的基本准则。电测结果表明,加罩后的功率传输系数、反射瓣、天线辐射特性等指标的实测数据与计算值符合较好,满足了设计要求。     

飞航导弹总体方案评价决策技术研究

从飞航导弹总体方案设计及评估需求出发，结合灰色模糊综合评价理论，建立了飞航导弹总体方案评价体系，并研究了灰色模糊综合评价方法及其在飞航导弹总体设计方案评价系统中的应用．     

基于PDM 系统的机电产品数字化协同设计平台

针对简单任务分解的设计方法设计周期比较长、成本高等缺点,提出一种基于Pro/E、Altium Designer及 CHS与 PDM进行系统集成的数字化协同设计平台的框架方案。结合车辆领域型号项目数字化技术的应用实践,探索研究了数字化技术应用的基本条件,重点分析机电一体化产品结构、自顶向下的产品协同设计和三维电缆协同设计这3项关键技术,并提出需要注意的问题。实践结果表明：该方案进一步提高了机电产品设计中多学科多专业设计人员协同设计的效率,对兵器行业的数字化研究与实践提供了有益的借鉴。     

系列化产品零件的参数绘图法

以内燃机配件半圆瓦为例,阐述了实现较复杂系列化产品零件的参数化绘图方法。该方法从分析系列化产品零件、几何结构特征和基本图元三者的关系入手,采用模块化设计方法,按几何结构特征划分、编制基本图元公用子程序,以交互式绘图方式调用基本图元完成零件的参数化绘图。     

大跨度抛索火箭发动机总体设计与计算

针对抛索火箭质量小、射程近的特点,重点对发动机的装药、喷管进行了设计,提出单根药柱和三根药柱两种装药参数设计方案。针对不同方案,采用四阶龙格．库塔法对发动机的内弹道进行了计算,通过冲量对比,选用装填三根药柱的设计方案。通过试验,对发动机的膛压、推力进行了测试。结果表明,数值计算结果与试验数据较为一致,发动机设计方案满足抛索火箭的技术指标要求。     

495三用燃料发动机的研制

鉴于传统发动机对多种燃料适应性差 (甚至根本无法燃用多种燃料 )、环境污染严重的问题 ,作者研制开发了 4 95低排放三用燃料发动机 .该文介绍了三用燃料发动机燃料系的组成及工作原理 ,提出了三用燃料发动机燃料供给系的共轨模式 ,给出了三用燃料发动机燃料供给系设计计算的理论与方法 ,同时对 4 95甲醇 /汽油 /LPG三用燃料发动机进行了试验研究 .结果表明 ,4 95三用燃料发动机的动力性能、经济性能及排放特性良好 ,有效解决了传统发动机对多种燃料适应性差及环境污染严重的问题 ,为三用燃料发动机的开发利用提供了一定的理论依据     

基于LabVIEW 的航空发动机测试系统

针对传统的人工测试发动机方法存在的耗时长、精度低、数据分析量大等问题,介绍一种利用LabVIEW构建航空发动机测试系统的方法。测试平台实现了基于数据采集卡、串口及网络多数据来源的数据采集,能方便地完成试验对象的环境适应性及可靠性测试。在软件开发过程中,通过采用多线程技术和同步控制技术,解决了多频率多任务数据采集的融合与协同控制问题,提高了测试效率及效果。     

远程弹道式飞行器机动制导方法

以一种远程弹道式飞行器为研究对象,研究了弹道落点可以覆盖大面积区域的机动弹道设计及制导方法。采用兰伯特定理设计机动弹道,并采用迭代的方法对地球非球形摄动进行补偿。在考虑发动机性能的基础上,采用速度增益制导算法对飞行器进行关机制导。为了保证再入点的高精度要求,提出了一种弹道修正制导算法,制导过程分为横向制导和纵向制导,横向制导采取相平面法,纵向制导采用一种解析的闭路制导算法。仿真结果表明,该文方法能够使飞行器较好地实现远程机动飞行,具有较好的鲁棒性。