摘要：根据展开式超音速气动减速器的结构设计方案,建立了三维几何模型;利用有限元软件ANSYS对气动减速器的模态特性进行了有限元分析,得到了结构的前6阶固有频率和振型,分析了固有频率的变化规律及振型特点;结果表明:减速器的固有频率设计合理,结构设计方案可有效地避免共振,该分析方法为展开式气动减速器的动力学研究与结构的优化设计提供了理论参考。

摘要：针对药型罩结构优化设计问题,对刻槽式药型罩MEFP成型的影响进行研究,分析了药型罩曲率半径和刻槽深度对MEEP发散角和速度的影响。为提高预控破片战斗部的杀伤威力,利用LS-DYNA软件,采用拉格朗日的方法,对药型罩曲率半径和刻槽深度两种参数进行了数值仿真。得到结构参数对MEFP发散角的影响规律。结果证明,刻槽药型罩能按照预期目的形成有一定质量和发散角的9个独立子EFP,刻槽深度对MEFP的影响最为显著,且存在一个最佳值h/δ=0.5使各子EFP具有较大的发散角和侵彻速度;并可以通过适当增大药型罩曲率半径来增大子EFP的发散角,获得符合技术要求的MEFP战斗部。

摘要：钝感主装药的出现对爆炸序列中的传爆药柱提出了更新的要求,即传爆药柱必须要有足够的输出用于可靠起爆钝感主装药。传统的圆柱形传爆药柱很难满足钝感弹药的要求。综合运用炸药冲击起爆理论和聚能效应,设计了环形传爆药柱,并利用ANSYS模拟研究了在四点和八点同步网路起爆下,环形传爆药柱的起爆能力。数值模拟结果表明:多点起爆条件下环形传爆药柱的起爆能力好于圆柱形传爆药柱,八点起爆效果优于四点起爆效果。

摘要：通过对制动缸前盖拉深成形的工艺分析和计算,合理分配拉深系数,并进行模具设计,经试制试验,最终制定出一套确实可行的拉深工艺,成功实现了旋压密封式制动缸前盖拉深成形。

摘要：本文介绍了超高强度弹体经热处理强化后,从相对加工性来讲属于难切削材料的合金钢30Cr Mn Si Ni2A,在盲孔的深度/直径之比大于10的结构特征下成形工艺方案的设计过程,分析了影响该工艺方案实施效果的因素及改善措施。试制结果表明,采用改善后的工艺方案解决了深孔加工等成形工艺的技术难题,能满足弹体的结构尺寸,表面质量等指标要求。

摘要：为研究等厚叠合靶抗破片侵彻的能力,采用12.7 mm标准弹道枪发射质量为8.05 g、直径为9.4 mm的钨球,分别撞击单层8 mm厚与4层8 mm(每层靶板厚度为2 mm)厚的Q235钢靶。通过R-I公式得出钨球侵彻两种不同结构靶板的弹道极限。在此基础上,验证了数值仿真所选用模型及参数的有效性,并采用数值仿真方法研究Q235钢靶分层结构抗4种不同形状破片侵彻的性能。结果表明,分层靶的抗侵彻性能与靶板的分层结构、破片形状以及破片的侵彻速度均有关系。但是总体来看,总厚度不变时,靶板分层数大于2以后,层数越多抗侵彻能力越弱。研究结果对靶板的抗侵彻性能设计及破片战斗部的设计均具有参考价值。

摘要：固体火箭冲压发动机燃气流量调节过程中存在负调节,对正常工作有很大影响。文中根据燃气流量调节小扰动数学模型分析了负调量与调节时间之间存在的矛盾,给出了负调受约束下最小调节时间。然后根据最优响应设计了可实现的最优前馈控制器,建立以内弹道方法为基础的仿真模型。结果表明,该前馈控制方法能够在燃气流量难以测量形成有效反馈控制的实际情况中,实现不同负调约束的最优调节。发动机设计时应根据综合状态折中选择负调量和调节时间。

摘要：针对火箭弹飞行中尾翼遭受气动加热损伤而造成飞行失效的问题,通过分析其尾翼结构特征,设计了适应尾翼工况的热障涂层结构和等离子喷涂制备方法,分析了预处理对热障涂层与基体结合力的影响,以及等离子喷涂工艺参数对热障涂层沉积率的影响,并进行了热障涂层静态和动态测试试验.试验结果表明,该热障涂层与基体的结合强度由10MPa提高至20MPa,风洞试验中,热障涂层可以在1 800℃高温和20s时间内,克服气动热而不产生剥落.

摘要：基于低电压校准方法探讨与研究,结合不确定度分析,论证并设计低电压校准装置的模型。通过稳定性、重复性考核并分析实验数据,验证了本校准装置的准确性与可靠性。解决了本区域低电压测量仪表量值溯源的难题,提高了本实验室校准能力。

摘要：若测试系统的带宽不能完全覆盖冲击波信号的有效带宽,就会存在较大的动态误差。根据冲击波测试系统的激波管动态校准实验数据,建立了冲击波测试系统动态数学模型,设计了动态校正数字滤波器。仿真结果表明,动态校正滤波器明显提高了系统动态响应的快速性,展宽了工作频带。实弹测试结果显示,校正滤波器能提高冲击波测试的精度和可靠性。该方法能有效消除动态误差,提高测试数据的准确性。