摘要：惯性触发机械引信的惯性部件在坠落过程中的位移是引信安全性能的重要指标。通过研究并设计了引信坠落试验方法,借助测试曲线,运用动力学方法对弹丸坠落时的引信惯性部件运动规律进行分析和仿真。建立了引信惯性部件的动力学模型,分析了引信惯性部件的运动规律。设计了引信测试平台,建立了基于Labview平台的引信动态采集系统,进行了大量的坠落碰撞试验,得到了在不同的坠落高度条件下,弹丸对水泥地面、钢板等不同介质的冲击加速度,根据动力学模型对惯性体的行程进行仿真。试验结果表明该方法对引信的设计和验收提供有效的手段。

摘要：应用平面波角谱理论 ,分析了采样器对光波场采样和分光的基本原理以及对空间采样频率的选择规则 ,描述了实际研制的大口径采样器的结构设计 ,并通过数值方法和高能激光大气传输实验研究了高能激光经采样器前/后的远场光斑分布关系。结果表明

摘要：基于图形变形法探索固体火箭发动机优化设计空间,通过可视化展示设计空间形态,能够提高固体火箭发动机优化设计效率和质量。采用试验设计方法对设计变量和约束条件重要性进行排序,简化优化模型;采用图形变形法对简化优化模型在不同试验设计点进行可视化分析;可视化选取可行设计空间中目标函数较小的点作为初始点。应用三种常规优化算法对4个不同初始点进行优化计算,计算结果表明,图形变形法优选的初始点使优化效率有不同程度的提高,优化结果具有更好的全局最优解特性;与遗传算法比较,效率提高400倍以上。

摘要：为提高航空遥感器光学窗口的光学性能,对处于临近空间超声速飞行状态下熔石英材料的光学窗口进行了热光学评价。分析了光学窗口所处的飞行环境,根据空气动力学原理,计算了平均对流换热系数与马赫数的关系。根据热流密度,模拟了光学窗口温度场分布;计算了内外表面温差所引起的光程差;并分析了光学窗口热变形对航空遥感器光学系统传递函数的影响。分析结果表明:由热变形带来的光学窗口光程差PV=130.5 nm,满足光学设计要求(PV≤1/4λ)。此研究结果可为光学窗口系统设计提供必要依据。

摘要：提出了一个基于脉冲式变轨的弹道导弹突防的方法,利用此方法设计的弹道是由几条不同的椭圆弧段组成,这种弹道不同于经典弹道和其它弹头机动弹道.给出了限制脉冲点火的约束条件,在理论上证明了在点火约束条件下弹道导弹沿着脉冲弹道飞行能命中被打击目标并且不会被敌方拦截.给出了一个仿真实例.仿真结果显示,用该文方法设计出来的弹头机动弹道具有好的突防效果,这说明所提出的弹头机动弹道设计方法是可行的.

摘要：为了实现全景范围内的多目标跟踪搜索,克服连续捕获新目标时出现的低效、实时性差等缺点,提出了一种五通道红外全景系统设计方法。该方法利用空间分布5个视场大于90°的红外物镜与转向系统将五路光汇合成一路光,使用一个探测器代替多个探测器接收方位和顶视的图像信息,实现了方位360°和顶视90°视场范围内的成像,同时降低了系统的设计成本,减小了系统体积。鉴于在环境温度-40~60℃之间工作的中波红外全景系统会由于温度变化而导致系统的成像质量变差,故采用光学被动式无热化设计,以消除温度效应对系统的影响,在给定的温度范围内,成像质量满足设计要求。

摘要：根据电磁波传播规律,设计了具有阻抗渐变结构的三层平板吸波体．面层由二氧化钛材料组成,易于实现与空气波阻抗匹配,且起到一保护屏作用；底层为强磁损耗体,由铁、钴等原料,经球磨而制得的磁性微粉,形成对电磁波强大的损耗；中间层为过渡层,构成从面层、中间层、底层的阻抗渐变结构．采用磁性微粉与碳纤维按一定比例混合,因而还具有一定的电磁损耗能力．实验结果表明,三层吸波体反射率在-8dB以下((8～18)GHz),拉伸强度10．8MPa,剥离强度75．2 N/cm,满足一定的工程应用．

摘要：介绍了一种可扩展视场红外光学系统的工作原理,针对系统初始化后由于楔形镜装配误差引起的视场偏差对成像的影响,设计了一种校正该光学系统视场偏差的红外成像测量方法。通过计算机视觉技术在目标运动轨迹测量中的应用,把该技术与红外成像系统进行结合;用红外成像系统对运动目标成像,将目标的运动轨迹视为序列离散点,利用计算机视觉技术对这些离散点进行轨迹检测,并采集这些目标连续运动过程中的离散点图像。后期通过对采集的目标运动轨迹原始图像进行像图像处理,运用编程仿真构造目标的实际运动轨迹,最终完成了可扩展视场红外光学系统视场偏差的校正。结果表明,基于计算机视觉技术的红外成像测量方法能够很好地实现运动目标的轨迹测量。

摘要：为了研究固体燃料冲压发动机(SFRJ)燃面退移速率在工作过程中的变化特性,基于发动机工作特点及动网格技术,考虑到燃烧流动及燃料表面的对流、辐射换热与燃料热解退移等过程耦合的影响,建立了SFRJ燃面瞬态退移速率预示方法,并对某带补燃室、以聚乙烯(PE)为燃料的试验发动机的燃烧室-喷管统一内流场进行数值计算,得到在移动边界条件下的瞬态流场分布,并分析了内弹道参数云图及其随时间的变化规律。结果表明,燃烧主要发生在当量比函数φ在-2～2之间的区域;随着发动机工作,燃速逐渐降低,且再附点向下游移动,燃料通道出口处流速和温度有降低趋势;此外,在小型发动机工作初期,燃料通道尾部出现类似固体火箭发动机的侵蚀燃烧现象。研究表明,该方法能成功求解发动机复杂的非定常工作过程,较好揭示燃面退移过程。所得结论对发动机设计和试验具有一定指导意义。

摘要：对一种用于涡轮基组合发动机的扩压器进行了型面设计和性能分析。该扩压器进口与二维超声速进气道出口相连。设计过程中,将扩压器分为进口段、二维扩压段和出口等截面段,采用几何方法设计,并采用CFD数值模拟方法计算了扩压器流场,从设计和计算结果可以看出,扩压器出口总压和马赫数分布随着出口等截面段长度的增加而变得均匀,出口静压提高使得位于二维扩压段的正激波前移,在设计要求的反压范围内,正激波一直处于喉部之后,符合扩压器的设计要求。最后本文分析了采用"中襟翼"法控制流动分离并提高扩压器性能的方法。