摘要：根据美澳合作NULKA悬浮诱饵弹资料分析,需要研制新型干扰弹,悬浮高度、速度、时间等局部指标已经超过NULKA。为了解决舰船上干扰弹发射尾焰对舰船结构的冲击和烧蚀问题,确保干扰弹发射的可靠性,设计了“锥形”涡流导流装置;文中涉及的关键技术是根据导弹燃气流场计算来确定导流间隙和特殊的排导流线结构。经过外场试验验证了该导流方法设计合理,能够满足舰船使用要求,可以列装到舰船外舷上,形成新的火力点。

摘要：为了解决高压强固体发动机压强测试过程中压力传感器损毁率高、压力测试数据失真的问题,提出了一种测试缓冲结构设计方法。通过合理设计弯管的弯曲角度、曲率半径等参数,强制气流转弯以削弱高温高压气流冲击波能量,从而在保护压力传感器的同时有效测量工作压强。结果表明,该压强测试缓冲结构可解决高压强测压时压力传感器损坏和测试精度问题。

摘要：为确保某探空火箭载荷释放点的飞行参数落入指定释放包络内,提出了一种能同时适应4种飞行工况的多约束载荷释放条件判定方法。该方法将释放包络左边界线平移得到的直线和备份时序触发条件作为载荷释放判定条件,并对相关参数进行了合理设计。蒙特卡洛仿真及4发火箭飞行试验结果表明,文中提出的载荷释放条件判定方法可保证每个试验工况下,载荷释放点的飞行参数落入要求的包络框内,简单可靠、包容性好、有较高的工程应用价值。

摘要：针对固体火箭超燃冲压发动机,设计了多级小角度扩张的超燃冲压发动机燃烧室结构,采用凹腔和扰流装置两种混合增强及火焰稳定方式,通过包含简化动力学的数值模拟方法,研究了不同构型燃烧室掺混燃烧性能。结果表明,燃烧室扩张角度对燃烧效率的提高有影响,但作用效果有限;凹腔结构虽然促进了燃烧反应的进行,有利于提高燃烧效率,同时也带来了较大的内部阻力;扰流装置较大的提高了一次燃气与来流空气间的掺混度,对于燃烧效率的提高意义明显。

摘要：应用人工神经网络算法对固体火箭发动机复合材料壳体裙连接区结构的5个参数进行了研究。文中以发动机壳体在400t轴压载荷下裙外缠绕层最大纤维主应变作为目标函数。基于计算机数值仿真技术的实验设计(DOE)对5个参数进行了优化设计。利用另一组27个测试样本集对网络的有效性进行了校核。最后,获得了目标函数随设计变量的曲线关系,并对参数进行了灵敏度分析。

摘要：在末端大攻角飞行条件下,某战术导弹法向力系数斜率降低导致法向过载不足。为解决此问题,文中开展了边条翼在导弹气动外形设计中的应用研究。通过数值仿真和风洞试验的方法,对某大展弦比弹翼布局的战术导弹在增加边条翼前后的气动特性进行了分析。结果表明,在大攻角条件下,边条翼的引入大幅提升了导弹的法向力系数斜率,从而大幅提升了其法向过载,改善了其机动性。

摘要：为研究固体火箭发动机工作过程中的喷管喉径变化规律,采用宏观分析方法,以固体发动机地面点火试验为基础,获得喷管喉径的实时变化趋势,建立了喷管喉径烧蚀辨识模型。研究结果表明,喷管喉径烧蚀辨识模型可以较好的模拟发动机工作过程中喉径的变化情况,且模型计算值与发动机地面点火试验后的喷管喉径实测值吻合。在工程研制中,当发动机设计状态一定时,该模型可用于计算喷管喉径烧蚀变化情况,进而为发动机内弹道性能预示提供参考。

摘要：基于Kriging代理模型,研究了加筋柱壳型飞行器舱体结构形状和尺寸优化方法。对加筋柱壳结构建立了三维参数化模型,参数化设计变量包括纵向加强筋数量、尺寸和环向加强筋的位置、尺寸,利用试验设计法选取设计变量采样点,使用有限元静力分析和线性屈曲分析得到采样点的应力、变形、屈曲强度因子等响应值,依据设计变量和响应建立Kriging代理模型,使用优化算法对代理模型进行寻优,获得最优设计结果。整个优化过程在Workbench平台中实现,最优结构比初始模型重量减少了11.91%。加筋柱壳结构优化结果分析表明,所使用优化方法优化效果明显、工作流程清晰、优化效率高,具有较大的工程应用价值。

摘要：为了揭示结构特性对固体发动机燃烧室压强振荡的影响规律,采用大涡模拟方法以"绝热环"及"潜入式喷管空腔背壁区"为重要结构设计参数,完成了4种不同结构设计条件下的典型VKI发动机流场稳定性数值模拟。最终获得了各工况下的压强-时间曲线及其FFT结果。分析表明:绝热环是引起旋涡脱落的主要因素,背壁区维持并加强了声涡耦合引起的声能增益,对压强振幅有较大的影响。

摘要：折叠翼的展开过程性能参数是折叠翼设计的重要指标,研究它对于设计折叠翼具有重要意义。文中通过地面试验与ADAMS动力学仿真计算分别对某折叠翼的展开过程进行了分析研究,并将地面试验数据与仿真计算结果进行比较和分析。结果表明两者的一致性较好,证明了动力学仿真模型的准确性。试验和仿真结果均表明折叠翼机构满足折叠翼设计要求。