大长径比卷弧尾翼火箭弹气动特性数值研究

采用CFD方法对大长径比卷弧尾翼火箭弹流场进行了模拟,对比风洞实验数据,验证了数值方法可靠性。对比单个弹体和翼身组合体的气动特性,得到了卷弧尾翼对全弹气动特性的影响。利用正交设计方法,建立以卷弧尾翼6个几何参数为因素的正交数值实验表,得到卷弧尾翼几何参数对各个气动系数的影响。分析零安装角卷弧尾翼在超音速下零度攻角时流场,指出翼面压力分布差异,得到自诱导滚转力矩产生机理,同时分别指出超音速时其随攻角、曲率半径、展弦比和马赫数的变化趋势。

尾翼式旋转火箭的弹道散布仿真分析

为了优化火箭弹设计,提高火箭射击精度,对多种因素下尾翼式旋转火箭的弹道散布进行了仿真分析。分析尾翼式旋转火箭散布的影响因素,建立模拟仿真数学模型,以刚体弹道模型为例对多种因素引起的弹道散布进行仿真分析。仿真结果表明:起始扰动、推力偏心、随机风、气动偏心、质量偏心、动不平衡等因素对火箭散布影响较大;对于大长径比远程火箭,还要考虑非线性运动造成的散布影响。

折叠式尾翼无控火箭的尾翼迟张技术研究

介绍了无控火箭尾翼迟张技术,内容包括尾翼迟张机理、计算机模拟和计算结果分析.

尾翼式火箭的被动控制发射动力学方程

在建立尾翼式火箭被动控制器力学模型的基础上,导出了分析被动控制器发射过程的动力学方程,并对某火箭被动控制器进行了计算。计算结果表明,对这种尾翼式火箭弹,当被动控制器的支承点位于定向管重心处、定向管固有频率为5Hz,且火箭弹出管转角为0.567π弧度时,能减小推力偏心引起的弹道偏差80%左右。

防雹火箭整体尾翼结构研究

提出防雹火箭尾翼整体注塑成型新技术。介绍整体尾翼的结构设计和应用效果检验。这种新的整体尾翼成型技术，可以大幅度降低尾翼制造成本，在其它民用火箭及小型野战火箭研制中具有推广价值。

转速规律对尾翼式火箭散布的影响

系统地讨论了火箭弹的转速规律对散布的影响,论证了采用缓慢、均匀减速旋转方案和尾翼反装法,减小火箭主动段未散布的可能性,并编制了系统的计算机程序,为以后的进一研究有较大的参考价值。

基于遗传算法和有限元计算联合仿真的尾翼轻量化设计

针对尾翼轻量化设计,提出了一种联合仿真优化设计方法,以改进遗传算法为寻优算法,用有限元计算完成受力分析,编写程序使寻优过程和有限元计算过程联合对结构进行优化。将结构参数离散为设计参数并编码,将有限元计算结果作为约束条件,零件体积为优化目标,通过外点法将约束和目标转换为适应度函数,经过迭代获得最优结构参数。仿真结果表明:用该方法优化对某型火箭弹尾翼进行优化,在满足原工况下的受力要求的同时,减轻了约30%的结构质量,该优化方法具有一定的可行性;在联合仿真寻优的过程中,多种群遗传算法相对于普通遗传算法有更好的搜索效果。

柔体火箭弹道模型的建立

以低速旋转的尾翼式火箭为研究对象 ,以梁的弯曲理论为基础 ,进行微元体和刚体的受力分析 ,推导出柔性火箭的弯曲变形方程 。

低速、低旋增程火箭弹的转速设计及对密集度影响

本文就提高近程低速、低旋改型火箭增程弹密集度的关键问题——炮口转速对密集度影响及炮口转速设计作简要介绍。同时本文也介绍了螺旋型涡轮的设计,并分析了螺旋涡轮在膛内受力状态,为涡轮最佳方案设计提供理论分析依据。

弹箭侵彻器侵彻弹道的理论研究和分析计算

将弹塑性线性强化介质中的空腔膨胀理论推广到弹箭侵彻器的侵彻研究中,建立了弹丸在细密介质中侵彻的二维理论计算方法,对于土壤等软介质则利用莫尔——库仑准则建立了弹丸在土壤中的计算法;在火箭侵彻器的侵彻研究中,开拓了斜置翼片上的介质阻力计算,从而又建立了火箭侵彻器侵彻弹道的理论模型。最后利用本理论对弹箭侵彻器在岩石和土壤中的侵彻弹道进行了计算,得到了与实验很符合的结果,因而验证了本理论的正确性。

等效起始扰动的一般概念及其通用公式

本文从一般的力学概念入手,论述了周期性扰动因素对火箭运动的影响。文中将诸周期性扰动因素归结为两类函数f_1(t)和f_2(t),并相应地得到两类等效起始扰动:等效起始偏角和等效起始摆动角速度。系统地导出了等效起始扰动的两个通用计算公式,它们分别等于转换系数K_e与f_1(t_0)、f_2(t_0)之积。K_e不仅适用于各类旋转火箭弹,而且表达式极其简单,以此用于分析与计算散布时,十分简便。

丛林之旅

丛林之旅严峻（上）１９９４年８月９～１４日，我作为北京林业大学“山诺”会南下支队的成员．与同伴王滨进入了位于海南岛西南部的尖峰岭热带原始林区。实施为期５天的丛林生存训练，是我们此行的目的之一。这是一片独具特色的热带雨林，主峰海拔１４１２．５米；有３种...