摘要：推广和发展了原来只能用于二维升力面的当地流活塞理论,形成可解决包括弹身、弹翼、舵面、身-翼组合体、身-翼-舵组合体大攻角颤振计算的新方法。其中气动力计算采用CFD数值仿真与工程算法相结合的方法,求解结构运动方程时则利用状态空间法进行时域仿真。对某身-翼-舵组合体型号的计算表明该型号颤振动压随马赫数和攻角都呈现先增加后下降的变化趋势;在大马赫数和大攻角作用时,颤振动压有明显的下降;在较小攻角状态下颤振动压不降反升,与传统文献报导单独分枝颤振动压随攻角增大而单调下降不同,表明复杂外形组合体的气动弹性稳定性受到多种因素的共同作用,颤振特性更加复杂。计算结果表明弹体稳定性与飞行姿态相关,同时也证明了本文方法在高超声速复杂外形飞行器提气动弹性分析中的有效性。

摘要：提出一种以当地流活塞理论和当地流小扰动线化理论分别计算大攻角翼面激波脱体流态的局部超音速区和局部亚音速区的非定常气动力,以时域积分方法求解颤振方程。改进大攻角翼面颤振分析的工程计算方法,并与风洞颤振试验结果进行了对比,计算精度满足工程设计要求。

摘要：导引头的抗干扰性能通常是通过地面实验来验证的。为了尽可能地仿真实际的干扰环境,需要研制大量的干扰设备和相应的仿真设备。而战场上的干扰环境又千变万化,技术发展十分迅速,这就要求仿真设备不断更新,极大地增加了研制周期和成本。探讨了导引头抗干扰的数字仿真技术,使抗干扰性能得到定量的评估。讨论了非成像光电寻的导引头的抗干扰数字仿真。

摘要：为观察粘性效应对物面压力分布的影响,并验证CFD数值模拟方法的计算结果,设计了翼-身-舵组合体模型,利用航天空气动力技术研究院的FD-20炮风洞,在马赫数Ma分别取6、8且攻角α分别取0o、10o、20o的条件下进行了风洞测压试验,同时用Euler方程和N-S方程计算了模型的表面压力并与试验结果进行了比较。结果表明:除少数测点外,弹身、弹翼、舵面及弹身-弹翼干扰区的Euler方程和N-S方程计算结果都比较一致,除了攻角α=20°时的弹翼外,计算结果都与试验结果吻合较好。攻角α=20°的极小展弦比三角弹翼,由于侧前缘脱涡等分离现象的存在,实验值普遍高于计算值10%-15%,但变化趋势一致。因此,在采用CFD数值模拟与工程计算相结合的方法进行气动加热或非定常气动力的计算中,采用Euler方程代替N-S方程求解边界层外缘参数和当地流参数是合理的。

摘要：以真实铰链副连接的有机玻璃帆板模型试验模态参数为基础 ,采用特征方程反问题的直接方法辩识铰链副的刚度参数。首先通过模态叠加法由可测自由度上的不完全试验振型拟合估计包括界面位移和转角在内的不可测自由度上的振型。然后以单板子结构的动柔度矩阵特征方程为基础。通过界面振型求解界面内力 ,并由铰链副连接元刚度矩阵建立平衡方程求解铰链副的刚度参数。

摘要：采用CFD/CSD耦合方法计算了纵向平面内细长旋成体的静气动弹性问题,研究了不同攻角下弹性变形对细长旋成体压心位置的影响规律。流场计算采用可压缩N-S方程求解,湍流模型采用可实现k-ε模型;采用自动支撑惯性释放方法计算了无约束细长旋成体的静气动弹性变形。算例结果表明:1随着攻角增大,静气动弹性变形呈现从一阶弯曲为主到一阶、二阶弯曲共存形式;2无论是刚体模型还是考虑静气动弹性变形的弹性体模型,其压心位置都随攻角增大而后移;3相同来流攻角下,静气动弹性变形使细长旋成体头部攻角增大,导致压心位置相对刚体模型靠前;4随着攻角增大,细长旋成体圆柱段上压力分布逐渐增加,弹性变形引起的头部压力增加对整体压心位置的影响逐渐减小,因此压心位置前移量逐渐减小。对于本文计算模型,弹性变形引起的压心位置改变量不超过弹身长度的1.55%。

摘要：作为中、近程导弹武器系统的主要作战对象,武装直升机低速飞行或旋停时,其机身回波极易被背景杂波掩盖,导引头很难识别,所以只能通过旋翼回波信号跟踪目标。简要介绍了直升机旋翼谱的理论模型,并详细介绍了旋翼谱基带和射频复现的方式。在成功复现直升机射频信号的基础上,完成某型号导弹攻击直升机半实物仿真试验,半实物仿真试验结果表明了直升机旋翼信号射频复现方式及建模的有效性、正确性和实用性。

摘要：以试验模态参数为基础,提出一种通过特征方程反问题辨识子结构界面连接刚度参数的子结构分析法。新方法以子结构动柔度矩阵特征方程为基础,建立求解界面结点内力和位移的方程,从而由子结构内部结点可测自由度上的位移用广义逆理论估计界面结点内力和位移。并通过迭代修正内部结点可测自由度上的试验值,以提高界面内力和位移的估计精度。最后通过连接子结构刚度矩阵建立的平衡方程求解相应的刚度参数。文中以太阳电池阵板间铰链副刚度参数辨识为例,将铰链副简化为两端结点各有6个自由度的弹簧连接元,考虑到自由度之间的耦合,推导了连接元的刚度矩阵。用上述方法辨识了铰链副6个自由度的刚度参数,得到满意的辨识结果。

摘要：通过分析镜像干扰机理,建立数学模型,并分析擦地角与地面反射系数的关系,确定布鲁斯特角。在此基础上,设计超低空高抛弹道、镜像干扰的判别准则以及镜像干扰时的控制指令灰色预测,仿真和实际飞行试验结果表明,超低空高抛弹道在弹道的后段接近或达到布鲁斯特角时,能较好的避开镜像干扰,而在弹道的前段采用判别并补偿的方法能较好的抑制镜像干扰,从而扩大了杀伤区的近界。

摘要：采用动力学仿真软件ADAMS虚拟复现了某破坏性试验的全过程,得到了相关难于测量的关键设计参数数值,采用有限元分析软件ANSYS对零部件进行破坏原因复核,分析结果与试验现象、断裂力学理论分析结论一致,进而确认了破坏性试验虚拟复现的正确性、有效性。