题名 大空域变计算域数值方法研究
1
作者
李盾 初景江 李志辉 何跃龙 白鹏 孟旭飞
机构
中国航天空气动力技术研究院 中国空气动力研究与发展中心
出处
《兵器装备工程学报》
北大核心
2025年第4期9-17,共9页
基金
国防科技173计划技术领域基础加强计划重点项目(2022JCJQZD173)。
文摘
大空域多体分离、再入、巡航等长时间、长距离的动态数值模拟,会导致计算域增大、计算量急剧上升。针对此类难题,本研究在三维非结构粘性直角动网格技术的基础上,采用多计算域交替、移动分裂的思路,创新性地提出变计算域数值处理方法。采用双球体分离模型对变计算域方法的可行性和鲁棒性展开对比验证,计算结果证明变计算域方法精度可靠且效率提高。一定程度上实现了气动数值模拟从传统的固定单域计算到动态多域计算的变计算域拓展。
关键词
大空域 多体分离 气动数值模拟 变计算域方法 对比验证
Keywords
large airspace multi-body separation aerodynamic numerical simulation variable computing domain method verification and validation
分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 细长体大攻角绕流背涡振荡随攻角变化研究
2
作者
李会荣 刘跃
机构
陕西国防工业职业技术学院航天高端制造陕西省高校工程研究中心
出处
《机械设计与制造工程》
2025年第9期75-78,共4页
基金
陕西省教育厅自然科学重点项目(24JR019,24JR020) 陕西国防学院工程中心专项(Pt24-04)。
文摘
采用具有湍流尺度自适应求解能力的ISAS模型对流动复杂的细长旋成体大攻角绕流进行了数值计算,最大程度地重现背涡运动过程。基于壁面气动力与背涡演化的对应关系探讨了背涡振荡非定常特性及其轴向演化分区,同时获得了细长体大攻角绕流涡系振荡随攻角变化规律。数值分析结果表明:ISAS湍流模型能够捕捉到流场较多的小尺度涡结构,具有工程湍流求解潜力;细长体大攻角绕流背涡脉动沿轴向可分为随机振荡区域、低频区域、频率增加区域及稳定区域;随攻角增大,相同位置处振荡频率增大,背涡演化进程加快,流场非定常特性增强。
关键词
细长旋成体 钝体绕流 非定常特性 湍流模型 数值模拟
Keywords
slender body of revolution bluff body flow unsteadiness turbulence model numerical simulation
分类号
TJ011.2
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 截面积变化率对冲击波在射线管中传播的影响规律研究
3
作者
黄诗麒 张昆 蔡镇清 冉宪文 田占东 张舵
机构
国防科技大学理学院 北京理工大学爆炸科学与技术国家重点实验室
出处
《兵器装备工程学报》
北大核心
2025年第6期20-26,共7页
基金
国家自然科学基金项目(11972371)。
文摘
针对几何激波动力学(GSD)模型计算冲击波绕射问题的局限性,利用LS-DYNA有限元软件,开展了截面积变化率对射线管中冲击波传播影响的数值仿真研究。结果表明:射线管截面积变化产生的扰动由管壁向中轴线位置传播,中轴线位置激波状态变化存在滞后性,滞后程度与截面积变化率成正比;当截面积变化率小于0.2时,波后流动效应对激波波阵面的影响以及相邻射线管之间的物质交换可以忽略,此时波阵面在射线管中近似保持平面波状态传播。在后续研究中,建议采用考虑截面积变化量与沿冲击波法向方向传播距离之间比例关系的截面积变化率替代截面积比作为GSD模型计算控制参数。
关键词
冲击波 变截面射线管 几何激波动力学模型 峰值超压 数值仿真
Keywords
shock wave variable cross-section ray tube Geometrical Shock Dynamics model overpressure numerical simulation
分类号
TJ011.4
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
O354.5
[理学—流体力学]
题名 喷管对水下爆轰发动机推力性能影响的数值模拟研究
4
作者
顾津 康杨 李宁 黄孝龙 李灿 翁春生
机构
南京理工大学瞬态物理国家重点实验室
出处
《弹道学报》
北大核心
2025年第2期21-30,共10页
基金
国家自然科学基金青年基金项目(12302438) 江苏省自然科学基金资助项目(BK20220919) 瞬态物理重点实验室基金项目(6142604210203)。
文摘
为研究水下爆轰发动机的推力性能,推导了简化水下爆轰发动机模型的推力计算方法,基于VOF多相流模型,针对采用空气为氧化剂、汽油蒸气为燃料的不同喷管构型水下爆轰发动机,进行了数值模拟研究。探讨了水下爆轰发动机的推力来源,以及不同当量比、不同喷管构型下发动机的推进性能。结果表明:水下爆轰发动机的推力来源主要有内推力壁面、环形推力壁面和喷管壁面三个部分。其中内推力壁面的推力对总推力的贡献超过67%,环形推力壁面的推力对总推力的贡献超过16%。发动机出口的复杂波系和爆轰产物与发动机壁面作用,形成了水下爆轰发动机推力曲线的多个尖峰。在加装不同的喷管后,喷管对推力性能的改善有显著作用,收敛喷管能够增强水下爆轰的反射激波的强度,但喷管壁面带来的负推力使得比冲和平均推力相比直喷管降低了11.31%。扩张喷管削弱水下爆轰的透射激波和反射激波,但喷管压力作用面积的增加使得比冲和平均推力较直喷管提升28.09%,能够显著提高水下爆轰发动机的推力性能。
关键词
水下爆轰发动机 激波 推力 喷管构型
Keywords
underwater detonation engine shock wave thrust nozzle configuration
分类号
O382
[理学—流体力学]
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 某巡飞弹冷气弹射内弹道仿真分析
5
作者
刘天罡 徐培 刘晨阳 廉政 马宝亮
机构
中天智控科技控股股份有限公司 中天引控科技股份有限公司
出处
《现代机械》
2025年第2期1-5,共5页
文摘
根据某巡飞弹筒式发射的技术要求,基于气体动力学理论,结合实际高压气动弹射装置的工作原理和特点,构建了内弹道方程组,计算分析了弹射装置主要参数对巡飞弹出筒速度、弹射过程最大瞬时过载等的影响,并通过设置不同的高压气瓶容积以及发射筒长度,给出可以进行车载的合理配置。仿真结果表明,采用一定容积的缓冲腔可有效降低弹射体的最大瞬时过载、提高出筒速度。研究结果可为高压气动弹射装置的优化设计、制造与试验,提供借签。
关键词
巡飞弹 气动弹射 动力学仿真 内弹道特性
Keywords
cruise missile pneumatic catapult dynamics simulation internal ballistics
分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
TJ012
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 鸭式布局卷弧尾翼导弹气动特性数值分析
被引量：1
6
作者
罗中琦 张涪 郑磊 杨鹏 付豪 王立峰
机构
南京航空航天大学航空航天结构力学及控制全国重点实验室 中国航天科工集团六院二一〇所
出处
《力学与实践》
2025年第2期295-305,共11页
基金
国家自然科学基金项目(U2341230)资助。
文摘
主要研究鸭式布局卷弧尾翼导弹的气动特性。采用格心有限体积法与滑移网格技术对鸭式布局卷弧尾翼导弹进行了定常与非定常数值模拟。结果表明:在相同滚转舵偏角度下,正负打舵时尾翼上的滚转力矩大小不等;在相同滚转舵偏角度下,正向打舵比负向打舵尾翼诱导的反操纵力矩大;同方向打舵时舵偏角越大反操纵影响程度越小。导弹旋转时马格努斯力系数随滚转角呈周期性变化,不同旋转方向时马格努斯力的波动方向相反,且反转的马格努斯力小于正转;当尾翼与弹体固联旋转时马格努斯力主要由后体提供,且前后体马格努斯力方向相反;当尾翼与弹体解耦旋转时,马格努斯力比固联旋转时更小。以上结论可为导弹控制系统设计提供依据。
关键词
鸭式布局 卷弧翼 反操纵 马格努斯力 气动特性
Keywords
canard wraparound fins anti-control Magnus force aerodynamic characteristics
分类号
TJ011.3
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 基于前馈—模糊PID策略的风洞控制器应用
被引量：4
7
作者
金志伟 杜宁 邢盼 景川
机构
中国空气动力研究与发展中心高速所
出处
《兵工自动化》
北大核心
2024年第7期48-51,共4页
文摘
针对2.4m跨声速风洞因强耦合、强非线性、大滞后等特性无法获得其精确数学模型,使用经典PID算法控制精度无法满足试验要求的问题,设计基于前馈—模糊PID策略的复合控制器,并应用于风洞试验。试验结果表明,该控制器的应用对于流场控制精度提高有良好的效果。
关键词
风洞 前馈 模糊 控制
Keywords
wind tunnel feedforward fuzzy control
分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
V211.74
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 低速状态下鸭式布局导弹的下洗现象
8
作者
母雪鹏 陈少松 魏恺 徐一航
机构
南京理工大学能源与动力工程学院 江南机电设计研究所
出处
《弹道学报》
北大核心
2025年第1期68-76,共9页
文摘
采用数值计算方法并辅以PIV实验,对低速状态下鸭式布局导弹的下洗现象进行了研究。在来流马赫数为0.03(10 m/s)和0.1(34 m/s)的条件下,对鸭式布局导弹气动参数以及流场流动情况进行了计算。结果表明:低速状态下,鸭式布局导弹的下洗现象主要由鸭舵的脱落涡随下洗流对下游流场产生影响。在没有舵偏角的情况下,产生对称的影响。探究了当鸭舵进行滚转操纵时(水平鸭舵差动偏转)下洗现象对全弹滚转特性的影响,发现存在滚转反效现象。主要原因是:在水平鸭舵差动偏转时,其后缘的脱落涡不对称,故下游流场也呈现不对称状态,即鸭舵的脱落涡会与附着在弹身和尾翼上的附着涡相互作用,使得两片水平尾翼上方的低压区域面积不对称,进而提供的法向力不相等,最终尾翼产生与鸭舵控制方向相反的滚转力矩。随着攻角的增大,尾翼产生的反向滚转力矩逐渐大于鸭舵提供的正向滚转力矩,便导致滚转反效。
关键词
导弹 鸭式布局 低速 下洗 滚转反效 粒子图像测速实验
Keywords
missile canard layout low speed downwash rolling reverse PIV experment
分类号
TJ011.3
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 非致命远程低速电击子弹的尾翼气动特性
9
作者
李旭 陈耀慧 张道平 罗志飞
机构
南京理工大学瞬态物理全国重点实验室
出处
《科学技术与工程》
北大核心
2025年第13期5422-5428,共7页
文摘
非致命电击武器是非致命武器领域的研究热点,近年来对无线远程电击子弹的研究是热点问题中的重点,因此针对非致命远程低速电击子弹尾翼设计,选取了Clark Y、Eppler 387、NACA-66共3种在低速有较好气动特性的翼型,使用CFD软件用NACA0012翼型在30 m/s下的仿真结果与文献仿真结果和风洞试验结果对比,验证了算法的有效性,然后对3种翼型低速的气动特性进行仿真,分别得到了在30、35、40 m/s飞行速度下对应不同迎角的升力系数、阻力系数和升阻比。结果表明在同一飞行速度下,3种翼型的升力系数和阻力系数都随攻角的增加逐渐增大,但升力系数的增长幅度逐渐变小,阻力系数的增长幅度逐渐变大,升阻比随攻角的增加先增大后减小,经过对比发现翼型Eppler 387的气动性能优于另外两种翼型,速度为40 m/s、攻角4°~6°为最佳工况,既能满足非致命远程低速电击子弹的结构设计的要求,又能在提供尽可能大滚转力矩的同时产生较小的阻力。
关键词
远程电击武器 非致命 低速翼型 气动特性 数值模拟
Keywords
long-range electric shock weapon non-lethal low-velocity airfoil aerodynamic characteristics numerical simulation
分类号
TJ011.3
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 基于仿真的旋转稳定动不平衡弹丸气动特性
10
作者
毕思健 王雨时 王光宇
机构
南京理工大学机械工程学院
出处
《弹箭与制导学报》
北大核心
2025年第1期26-33,共8页
基金
基础加强计划重点项目(2019-JCJQ-ZD-144-00)。
文摘
为了给引信外弹道环境分析提供参考,应用FLUENT仿真软件对大口径旋转稳定动不平衡底凹弹的气动特性进行数值模拟,得到该弹丸全弹道气动参数,并利用1stOpt软件拟合得到了其与动不平衡角和马赫数的函数关系。研究发现:动不平衡角对阻力系数的影响在2%内;升力系数、翻转力矩系数和极阻尼力矩系数均与弹丸动不平衡角线性正相关;马格努斯力系数和马格努斯力矩系数则与弹丸动不平衡角线性负相关;当动不平衡角为1°时,相比于无动不平衡角,极阻尼力矩系数增大约2~4倍。
关键词
旋转弹丸 动不平衡角 气动特性 外弹道环境 数值模拟
Keywords
spinning projectile dynamic imbalance angle aerodynamic characteristics exterior ballistic environment numerical simulation
分类号
TJ011.2
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 非对称翼型火箭橇耦合动响应分析及参数设计
11
作者
范坤 董龙雷 杨珍 赵项伟
机构
西安交通大学航空航天学院 中国兵器工业集团有限公司中国兵器工业试验测试研究院
出处
《兵器装备工程学报》
北大核心
2025年第2期98-104,共7页
文摘
针对超声速下非对称翼型火箭橇运动稳定性分析与控制难题,采用模态分析优化了非对称结构的振动频率特性,并对翼型火箭橇在非对称载荷下,400~1 200 m/s速度工况下的橇轨耦合动态响应特性进行分析。对翼面的不同气动下压力、不同靴轨间隙对橇体振动的影响进行对比分析,并对橇体关键部件材料进行分析,最终得到1 000 Hz内滑靴和翼面的动态载荷预示值与实测值的偏差不大于15%。该分析方法可为非对称翼型结构设计及橇体参数的选取提供数据支撑,保证火箭橇在轨安全运行,为非对称翼型火箭橇试验平台的构建提供了技术支撑。
关键词
非对称翼型火箭橇 橇轨耦合 动响应分析 参数设计 运动稳定性
Keywords
asymmetric airfoil rocket sled sled rail coupling dynamic response analysis parameter design stability of motion
分类号
TJ011.3
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
TP391.9
[自动化与计算机技术—计算机应用技术]
题名 基于时间自动机的动力调度岗位培训仿真机理建模
12
作者
罗昌俊 任星倩 何福 马永一 汤瀑
机构
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
出处
《兵工自动化》
北大核心
2024年第8期60-63,85,共5页
文摘
针对大型风洞群中压空气系统存在调度机理复杂、岗位人员素质要求高、系统实操培训代价大等问题,实施基于时间自动机的动力调度岗位培训仿真机理建模。通过混杂系统理论提出适合大型风洞群中压空气调度的扩展时间自动机模型,基于先来先服务策略构建资源申请、机组工作等队列,建立调度器、就地执行器等核心机理模型,并采用UPPAAL工具对模型进行验证。结果表明:该模型的建立不仅为岗位人员掌握设备结构原理、积累实操经验提供有效手段,而且为建立风洞试验调度仿真系统、合理有效实施风洞动力调度岗位培训打下了基础。
关键词
风洞群 中压空气资源 调度仿真 岗位培训 扩展时间自动机 UPPAAL
Keywords
wind tunnel group medium pressure air resources dispatching simulation job trainin extended time automata UPPAAL
分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 用PD+FEM分析弹目接触瞬间弹丸能量的变化
13
作者
尹飞 郭一谚 石芳
机构
陆装驻烟台军事代表室 中国兵器集团第
出处
《兵器材料科学与工程》
北大核心
2025年第3期146-151,共6页
文摘
随着海拔高度变化,温差、空气密度、含氧量、重力、加速度、气压值等对某型脱壳穿甲弹飞行参数的影响较大,实弹试验面临实施条件困难、费用昂贵,且弹丸动能变化属于难解的非线性问题,因此,本项目在海拔四千多米试验数据的基础上,采用了二段PD+FEM直接耦合区域划分的分析方法,通过对靶板损伤进行数值分析,针对某型脱壳穿甲弹在预着靶时的运动平衡方程,推及弹丸的运动过程及弹丸着靶瞬间能量释放曲线。结果表明:弹靶接触瞬间,靶板正面承受的压力与弹尖和靶面间距成反比。
关键词
近场动力学 非线性有限元 弹速 海拔高度 AP 正激波
Keywords
peridynamics nonlinear finite element ballistic velocity altitude AP normal wave
分类号
TJ011.2
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 涡轮发动机喘振冲击动力学特性数值研究
14
作者
柴象海 郭保 侯乃先 曹传军 王进春
机构
中国航发商用涡轮发动机有限责任公司 上海商用飞机发动机工程技术研究中心 中国人民解放军
出处
《兵器装备工程学报》
北大核心
2025年第1期128-133,共6页
基金
中国航发集团创新基金项目(ZZCX-2023-005)。
文摘
喘振作为涡轮发动机典型故障形态,严重时可能导致压气机转静子碰摩失效,需要建立有效的分析方法。采用预置穿透的显式动力学数值仿真方法,分析喘振载荷下压气机转子叶片与机匣涂层刮蹭导致的叶片变形和损伤过程;采用压气机转子叶片表面非稳态载荷加载显式动力学数值仿真方法,获取叶片在实测喘振脉动压力作用下展开变形变化规律;采用压气机转子叶片冲击响应过程模态特性分析方法,获取叶片模态对喘振变形影响规律。涡轮发动机喘振冲击动力学特性数值研究结果表明,喘振状态压气机叶片动力学特性能够通过显式动力学数值仿真方法复现,能够为进喘导致的转静子径向和轴向碰摩故障机理分析、事故定位和过程复现提供依据。
关键词
涡轮发动机 喘振 压气机叶片 径向碰摩 轴向碰摩 数值仿真
Keywords
aircraft engines surge pressure compressor blades radial friction axial rubbing numerical simulation
分类号
TJ011.4
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
V214
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 脉动压力风洞试验采样参数确定方法及应用
15
作者
张玉杰 黄超广 孙仁俊
机构
西北工业大学航空学院 航空工业第一飞机设计研究院
出处
《装备环境工程》
CAS
2024年第9期87-92,共6页
文摘
综合考虑脉动压力风洞试验中的时间延迟效应,以及结构振动响应分析时截止频率相关要求,推导出采样频率的计算公式。依据统计学理论,推导特定置信度和准确度下的采样时间的计算公式,并计及结构振动响应计算中对频率分辨率的要求,建立采样时间的确定方法。从输入参数、计算过程和结果出发,建立了信号采样参数的确定流程。以飞机典型结构脉动压力风洞试验为例,对该方法进行了说明,分析了相似换算后结构原型的脉动压力功率谱密度,结果满足振动响应计算需求,表明所提采样参数确定方法可行有效。该方法理论依据明确,对脉动压力风洞试验设计具有指导意义。
关键词
脉动压力 风洞试验 采样频率 采样时间 相似比 振动响应
Keywords
fluctuating pressure wind tunnel test sampling frequency sampling time similarity ratio vibration response
分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 ISAS模型在高亚临界圆柱绕流中的应用研究
16
作者
常玲玲 刘跃 宁春梅
机构
陕西国防工业职业技术学院航天高端制造陕西省高校工程研究中心
出处
《机械制造与自动化》
2025年第4期155-158,169,共5页
基金
陕西省教育厅重点科研课题项目(24JR019) 陕西国防学院工程中心专项项目(Pt24-04) 陕西国际工业职业技术学院科研课题(Gfy23-25)。
文摘
通过对高亚临界雷诺数圆柱绕流的数值计算,来比较ISAS、DES、SAS湍流模型的流场调控机制及对大分离流动的解析能力。数值结果表明:3种模型均表现出良好的湍流谱生成能力,SAS模型计算的黏度水平稍高,表现出较大的耗散性;ISAS模型有效改善DES模型使用网格尺度时的网格敏感问题,计算的剪切层及统计物理量更接近实验值;与SAS模型相比,ISAS更加简化、直观,方程求解效率能得到明显提升。
关键词
湍流模型 尺度自适应模拟 分离涡模拟 圆柱绕流 数值模拟
Keywords
turbulence model scale-adaptive simulation detached-eddy simulation cylinder flow numerical simulation
分类号
TJ011.2
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 水火箭助推某无人机发射过程仿真分析
17
作者
刘天罡 申婧文
机构
中天智控科技控股股份有限公司 中天引控科技股份有限公司
出处
《现代机械》
2025年第4期47-52,共6页
文摘
根据某无人机起飞发射的技术要求,基于相关国家标准和流体力学中绝热膨胀理论,结合实际水火箭水喷射物理过程,构建了基于轨道滑动的水火箭助推发射装置模型。经计算,可采用碳纤维材质作为水火箭基材,设置多组不同的水火箭初始参数进行基于MATLAB软件的助推过程动力学仿真。通过仿真助推水火箭的喷水过程以及水火箭的推力,滑轨摩擦、飞机复合体自重以及风阻等主要阻力,螺旋桨的次要推力,结合牛顿第二定律得出三组初始状态下离架速度、加速过载以及滑轨长度等数据。经分析可知,采用不同气液比例水火箭装置,对无人机离架速度、加速度以及滑轨长度有不同的影响,其中水体积比例占到35%左右时能够提供最佳的无人机发射条件。研究结果可为水火箭助推装置在一定情况下取代固体火箭助推装置的优化设计、仿真以及制造与试验,提供借签。
关键词
无人机 水火箭 助推加速 动力学仿真
Keywords
UAV water rocket boost acceleration dynamics simulation
分类号
TJ768.2
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
TJ011.2
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 立式风洞新型方向场动压场组合测量装置
被引量：2
18
作者
刘江涛 廖威 孔鹏 霍国
机构
中国空气动力研究与发展中心低速所
出处
《兵工自动化》
北大核心
2024年第2期28-34,共7页
文摘
为满足立式风洞方向场动压场测量需求,提出一种双倒“T”型结构的方向场动压场组合测量装置方案。采用电机同步控制实现排管架的水平和垂直方向运动,排管架横截面采用NACA0020对称翼型,将原有直径12 mm的五孔探针优化为8 mm,并进行现场安装调试。检测结果表明,该装置水平和垂直方向的位移同步控制精度为0.2 mm。在立式风洞进行一期方向场动压场测量试验,结果表明:该装置性能较为先进,准确地测得了立式风洞试验段模型区内的方向场和动压场数据,能够作为今后立式风洞流场校测主力装置之一。
关键词
立式风洞 方向场 动压场 测量装置
Keywords
vertical wind tunnel directional field dynamic pressure field measuring device
分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
V211.74
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 高压气动装置弹射性能分析及优化
被引量：2
19
作者
张辉意 景东风 王心亮
机构
武汉第二船舶设计研究所
出处
《舰船科学技术》
北大核心
2024年第5期185-189,共5页
文摘
根据高压气动弹射装置的工作原理和特点,结合实际应用给出了无缓冲腔、采用缓冲腔、采用多组高速开关阀等3种弹射装置方案,基于气体动力学理论,采用分段建模的方式,构建了内弹道方程组,计算分析了弹射装置主要参数对弹射体出筒速度、弹射过程最大瞬时过载等的影响。仿真结果表明,采用缓冲腔、采用多组高速开关阀2种方案的弹射装置均可有效降低弹射体的最大瞬时过载、提高出筒速度,且采用多组高速开关阀的效果最好。研究结果可为高压气动弹射装置的优化设计、制造与试验,提供借签。
关键词
高压气动 弹射 缓冲腔 高速开关阀 优化
Keywords
high-pressure pneumatics eject cushion chamber high-speed on-off valve optimization
分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
TJ012
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
题名 大型低速风洞结构健康监测系统
被引量：1
20
作者
王强 黎壮声 李树成 杜立强
机构
中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所
出处
《兵工自动化》
北大核心
2024年第12期18-22,41,共6页
文摘
为提高风洞调试和运行时的结构安全性,设计研制一种大型低速风洞结构健康监测系统。针对风洞监测对象位置散、可移动的特点,对结构健康监测(structural health monitoring,SHM)需求进行精准分析。在分析基础上,系统采用基于光纤环网和星形连接的混合网络架构,实现对分散结构状态数据的分布式采集、边缘计算和高效传输。运行系统表明:该系统在消声室流致振动监测评估、防护网拦截异物监测诊断等方面发挥了显著作用,有力保障了大型低速风洞运行安全。
关键词
大型低速风洞 结构健康监测 消声室 防护网
Keywords
large low-speed wind tunnel structural health monitoring anechoic chamber protective net
分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
TP212
[自动化与计算机技术—检测技术与自动化装置]
