基于机动作战保障能力评估的综合保障车配置优化

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为了优化综合保障车的配置,分析了机动作战保障需求和参数指标体系,运用多层次模糊综合评价法构建了机动作战保障能力评估模型,运用层次分析法确定了各层评估指标的权重,并综合某陆基武器系统装备的特点和情况,基于模型输入相关分析数据,进行了评价验证.评估模型和方法可以为全寿命周期中武器系统装备设计方案及指标的优化改进、体系规模结构的优化取舍、装备使用保障的优化决策等工作提供重要分析依据,进而支持综合保障车的研制、升级和完善.
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基于微分几何原理,利用丝杠、滚柱和螺母螺纹滚道的曲面方程得出各零件在接触点处的主曲率以及主方向.通过建立全局坐标系,确定了不同零件在全局坐标系下的旋转坐标变换关系,计算出滚柱丝杠侧和滚柱螺母侧主平面之间的夹角.其次,根据Hertz接触理论,求解出接触椭圆的偏心率,研究了不同结构参数对接触特性的影响规律,与夹角ω=0的简化方法得到的结果进行了对比.结果表明:主平面夹角在整个接触过程中保持不变;螺距和牙型半角对椭圆偏心率的影响不是线性关系,忽略主平面夹角会对偏心率的求解带来较大误差;主平面夹角会对接触椭圆面积
针对某型飞行器的特点,简述了其生命周期各个阶段所经历的力学环境特点,并对系统级噪声-振动-温度综合环境试验的重要性进行了介绍.根据以往型号试验经验,对综合环境试验环境效应及一般性故障模式进行了分析.结合某武器型号的综合环境试验,介绍了试验的目的、试验系统的原理、试验中几个关键技术难题的解决方法等.
以气体引射冷却为代表的主动式热防护系统是未来先进热防护技术的重要发展方向,对于改善飞行器重要区域的热环境有广泛应用前景,研究其对于流动和热环境的影响规律具有重要意义.针对典型的平板-舵结构,在超声速激波风洞中研究了主动引射冷却系统在不同喷流条件下对于模型空间流场结构和典型区域热环境的影响规律.试验结果表明:随着引射喷流马赫数的增大,喷流形成的弓形激波逐渐增强,与平板表面的夹角逐渐增大.模型中舵尖下方平板、舵轴前平板、舵轴前舵底面、舵前端以及舵轴迎风面的降热效果显著高于附近其他区域.当引射喷流马赫数为4时,
在飞行器空气舵结构系统的设计中不可避免会存在摩擦、间隙、阻尼等非线性因素,在模态试验中表现为舵系统的模态试验结果随着激振力、舵面负载的变化产生明显的变化,而模态数据作为颤振设计的重要结构参数,对颤振分析结果有重大影响.工程设计中采用何种工况下的模态数据来进行颤振分析没有定论,保守设计认为所有模态状态下均不发生颤振则舵系统设计满足要求.以某空气舵系统为研究对象,给出了舵系统的模态变化范围,以不同工况下的模态数据为输入进行了颤振分析,最后采用当前的颤振设计思路,给出了在弯、扭频率最接近的模态状态下的颤振动压.
针对如何实现基于数据驱动的筒弹寿命科学评价,提出将主成分分析法(Principal Component Analysis,PCA)应用于筒弹质量状态特征模型和寿命评估预测模型构建.通过统计分析不同质量状态所对应的质量隐患程度,建立“合格”、“失败”和“质优”3个判据标尺,对某型筒弹寿命进行分析,形成寿命预测曲线,实现对某型筒弹全寿命周期过程的可靠性评估,在保障装备管理完好率的同时,有效地降低装备的延寿升级经济成本.
在高超声速底流区内进行分离时,由于底流区内流动动压极低,分离体分离后具有极大的回追风险.为了解决分离体回追问题,提出了“后抛+侧抛”的分离方案,并对该分离方案进行了数值仿真分析,仿真结果表明该方案可以有效解决底流区分离时的分离体回追问题.
飞行器上常用的姿态稳定控制发动机,其工作时产生的羽流会在真空中发生膨胀,对发动机周围的构件产生力热作用,造成飞行器结构损坏、飞行器飞行弹道改变,导致飞行失败或影响落点精度.为了解决羽流对某些种类飞行器造成的不利影响,针对羽流流场特性开展了DSMC数值仿真和地面试验研究,给出了羽流影响的系统级预示和修正方法,并对预示结果的精度进行了评估.
减小摩擦阻力对改善飞行器的性能具有重要意义,因此以减阻为目的的边界层转捩和湍流的控制因其广阔的应用前景而成为湍流研究的重点之一.采用大涡模拟方法对壁面展向周期振动条件下的超声速平板边界层转捩和湍流进行了数值模拟研究.结果表明,通过改变振幅大小和振动周期,壁面展向振动可减小湍流区域的摩擦阻力,边界层厚度也相应减小.随着振幅和周期的增加,壁面展向振动使边界层内湍流马赫数、流向速度脉动分布呈下降趋势,从而对边界层内湍流脉动的发展起到抑制作用.壁面展向振动还对流场中相干结构的生成具有一定抑制作用,相干结构在流场中
风洞实验在飞行器研制过程中起着非常重要的作用,但是风洞洞壁的存在对飞行器的气动特性产生了显著的干扰影响,有必要对洞壁干扰做相关研究.针对风洞实验的特点,发展基于“风洞洞壁静压监测反馈调节系统”的数值模拟方法,通过该调节系统使风洞的数值模拟状态达到风洞实验的目标状态,并利用该调节系统对后掠机翼的风洞实验进行数值模拟,将数值模拟结果与实验数据进行对比,对比结果验证了该反馈调节系统的可行性及数值方法的可靠性.此外,利用嵌套网格技术对不同攻角的后掠机翼风洞实验进行数值模拟,并将计算结果与自由来流状态下的计算结果进
为了获得适用于火箭发动机喷管迭代优化的流场快速计算方法,采用CFD方法从气体参数和计算区域2个方面研究了不同火箭发动机数值仿真方法所引入的偏差和计算效率的差异.研究发现,采用等效单组分气体和仅内流的计算方法可以在将计算效率分别提升2.5倍和14.5倍的同时保持计算精度.因此,从计算精度和计算效率2个方面进行综合考虑,建议在工程设计中采用仅内流的简化计算方法进行火箭发动机的推力评估.