爆炸近区流场的数值模拟方法研究

提出了一种用于模拟爆炸近区炸药、爆轰产物、空气等相互作用流场的数值方法。在欧拉型方法中引入了一种炸药、爆轰产物、空气3种组分的混合模型,该模型中炸药及爆轰产物采用Jones-Wilkins-Lee(JWL)状态方程,空气采用理想气体状态方程,在固相与气相间满足等压假设和体积可加性,气相组分间满足等温假设和分压定理。该模型无需迭代求解,计算效率较高。化学反应率采用"点火—生长"模型,采用AUSM+-up格式计算通量。计算了空气中球形TNT装药的爆炸问题,可以清晰地看到爆轰波在流体界面上发生的透射、反射等一系列复杂作用过程。计算得到的超压峰值在直至距药球表面5 cm的位置都与实验结果符合良好,冲击波到达时间、超压比冲量等与现有实验结果也符合较好,验证了本方法的有效性和准确度。

柴油发火性评价方法及其相关性研究

柴油的发火性可由十六烷值和十六烷指数进行评价。分别采用模拟试验法及二变量、四变量计算法，对不同牌号的柴油样品的发火性进行评价，考察了不同方法之间的相关性，即由二变量计算方法计算出的柴油样品的十六烷指数与十六烷值实测值之间差值较小，二者具有较好的对应性；由四变量计算方法计算出的柴油样品的十六烷指数与十六烷值实测值的对应性和柴油样品牌号有关，其差值由0号、-10号、-35号呈递增现象。

我军军事物流保障可视化建设研究

军事物流保障可视化建设是后勤保障信息化建设的核心内容,结合我军新的史命对军事物流保障的要求,论述了军事物流保障可视化的概念,军事物流保障可视化建设的必要性和紧迫性、可行性、关键技术、建设的原则和建设的目标等。

各向异性粗糙海面对掠入射激光的散射特性研究

针对目前粗糙海面的激光散射场模型并不适用于激光束掠入射的情况以及忽略风速的影响,基于Cox-Munk模型及基尔霍夫近似(KA)模拟各向异性粗糙海面,建立海面对掠入射激光束的方向反射率分布模型,仿真分析了方向反射率随风速、风向、入射角、入射方位角、反射角、反射方位角的变化规律,并通过水池实验进行了验证。结果表明:粗糙海面对激光束的散射能量主要分布在以被照射海面为顶点的圆锥形角空域,此空域角方向位于镜面反射方向附近,且随着风速的增加,空域角逐渐变大,对于掠入射的激光束,由于海浪的遮蔽效应,空域角方向会偏离镜面方向。该模型可以为激光半主动制导导弹对海上小目标射击研究以及利用激光束照射粗糙海面布设激光诱饵研究提供一定理论依据。

航空发动机自适应全局快速非奇异Terminal滑模控制

针对航空发动机控制系统须具有强鲁棒性和快速响应等特点及Terminal滑模控制存在奇异性等缺点,提出了一种航空发动机自适应全局快速非奇异Terminal滑模控制器设计方法.设计了一种快速非奇异Terminal滑模面,同时解决了传统Terminal滑模控制的奇异性和远离平衡点收敛速度慢两个缺点.采用自适应方法估计等效干扰,无需已知航空发动机的干扰上界,利用Lyapunov理论分析了其稳定性.仿真结果表明:设计的Terminal滑模控制器具有良好的动态性能,状态输出响应快速,调节时间在2s左右,无稳态误差,无超调,未发生奇异现象.

复合式共轴直升机过渡模式的操纵策略

根据复合式共轴直升机的构型特点,建立了上/下旋翼、机翼、机身、全动平尾、垂尾(含方向舵)和螺旋桨的气动力模型,并在此基础上建立了过渡过程的配平方程.针对过渡飞行过程的操纵冗余问题,分别采用线性过渡和功率最小优化过渡两种过渡飞行方案,对复合式共轴直升机的过渡飞行过程的操纵策略进行了研究.以样例复合式共轴直升机为例,进行了过渡飞行模式下两种操纵策略的配平计算,并对两种过渡操纵策略下的需用功率、操纵量和姿态进行了对比.结果表明:所述两种过渡方案均能解决操纵冗余问题,并能合理给出过渡模式的操纵量和姿态.在操纵量变化的平稳度、飞行控制的难易程度和飞行品质方面,线性过渡方案更优.

基于小波神经网络的直升机主减速器故障诊断系统

应用离散小波变换(DWT)和神经网络相结合构建直升机主减速器速器故障诊断系统:DWT对振动信号进行特征提取,神经网络对故障进行辨识和分类。阐述了DWT、帕塞瓦尔定理和广义回归神经网络(GRNN)基本理论,提出了直升机主减速器的故障诊断系统流程图,最后用某型直升机飞行时主减速器上的振动数据对该系统进行验证。实验使用了BPNN(back-propagation neural network)和GRNN两种神经网络,结果表明:提出的故障诊断系统能对主减速器故障进行较好的辨识和分类,这将为直升机主减速器故障诊断系统的进一步开发提供新的技术参考。

直升机操纵杆振动特性测量与分析

基于直升机铰链力矩的研究成果,建立了倾斜器操纵杆载荷的计算模型.在参考常规飞机测试元件的基础上,研制了具有足够强度和灵敏度的测力元件,通过地面试验解决了测量精度与飞行安全之间的矛盾,成功地进行了飞行试验,并获得操纵杆载荷这一重要参数.本文计算结果与试验数据基本一致,激振力的频率与主旋翼的1倍和2倍频率接近.可以满足工程计算要求,为直升机操纵系统的设计和检验提供依据.