兵工学报

范宝伟，潘剑锋，陈瑞，刘杨先，唐爱坤，王谦

2014, 35(1): 1-8. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.001

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以火花点燃式转子发动机为研究对象，建立了相应的湍流和燃烧模型，实现了发动机工作过程的动态模拟。在此基础上，计算得到了转子发动机缸内流场、温度场的演变及火焰传播过程，并计算分析出了不同点火提前角对缸内燃烧过程的影响。计算结果表明：燃烧室内部涡流对火焰传播起着积极的加速作用，点火时火花塞位于涡流区到单向流的过渡区域最好。随着转子运动，涡流会因燃烧室容积减小而受到挤压并消失，在涡流消失时刻一定的情况下，为了充分利用涡流的作用时间，应该适当地增大点火提前角。在计算工况下，当点火提前角为47°时，发动机的燃烧效率和气缸内压力峰值均最高，并且NO_x的排放较少。此研究为其他不同工况下，转子发动机的最佳点火提前角的确定提供了理论参考依据。

尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的三维数值模拟

黄振贵, 陈志华, 郭玉洁

2014, 35(1): 9-17. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.002

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尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的脱壳过程对其飞行稳定性与效能具有非常重要的作用。为了描述脱壳过程中卡瓣与弹体之间的气动干扰以及卡瓣相对弹体分离的六自由度（6DOF）运动轨迹，基于流体力学控制方程与外弹道6DOF运动方程，利用动网格技术，对尾翼稳定脱壳穿甲弹弹托在气动力和重力作用下相对弹体分离的三维流场进行了数值模拟，得到了不同分离阶段的流场特性与各卡瓣、弹体气动系数随时间的变化曲线，揭示了弹托分离过程中，卡瓣与弹体之间的激波与气流在不同分离阶段的相互作用过程。耦合6DOF方程计算了各卡瓣的运动轨迹与相应的气动参数，计算结果与文献［15］实验结果相符，表明数值模拟空气动力学与飞行力学相互耦合的控制方程是一种研究尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的新方法。

超声速流动中底部排气减阻的数值研究

卓长飞，武晓松，封锋

2014, 35(1): 18-26. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.003

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为了研究超声速流动中底部排气减阻特性，采用高精度的AUSMPW+迎风格式、k-ω SST湍流模型、8组分12反应化学动力学模型、二阶矩湍流燃烧模型耦合求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。在数值方法的有效性和可靠性经过验证后，对超声速流动底部排真实气体流场进行了数值模拟。计算结果表明：随着排气参数的增大，底压比将先增大后减小，然后再增大；当排气参数较小时，底压比基本不随排气面积的改变而改变。当排气参数较大时，底压比随着排气面积的增大而增大；在最佳排气减阻区内，提高排气总温对提高底压比是有利的；底部排气中富燃气体含量越高，则二次燃烧越强，有利于提高底压比。研究结果可为底部排气弹工程应用提供参考。

引信安全系统的直线超声电机设计与试验研究

唐玉娟，王新杰，王炅

2014, 35(1): 27-34. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.004

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针对目前引信安全系统智能化、灵巧化的需求，基于超声电机无电磁干扰、响应快、断电自锁、结构简单、设计灵活等特点，提出利用直线型超声电机作为引信安全系统的驱动装置。根据引信安全系统的要求得到电机初始结构尺寸，利用有限元法分析了各结构参数对电机两相工作模态频率一致性的灵敏度，优化了初始结构尺寸，并制作了原理样机。对电机定子进行了扫频测试和振动模态测试，测试结果表明电机可产生所需两相振型且两相频率接近。在U_pp=80 V，f=86 540 Hz的两相相位差为90°的正弦信号激励下，电机速度为88.2 mm/s，往返运动灵活；电机的最大输出力为2.3 N. 采用直线型超声电机的引信安全系统，为传统引信设计引入了新的思想，具有一定的工程意义和价值。

化学镀法制备HMX/Cu复合粒子及其热分解特性的研究

熊烺录，郭效德，李凤生

2014, 35(1): 35-41. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.005

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采用化学镀法制备了HMX/Cu复合粒子，利用SEM和XRD研究其大小、形貌和物相组成，并通过DSC对其热分解特性进行了分析。研究结果表明： HMX/Cu复合粒子表面负载Cu的粒径约为80 nm，包覆比较均匀；负载的纳米Cu对HMX的固相分解有明显催化作用，前期分解热量百分比值从2.37%增加到97.29%，热分解峰向低温方向移动35.53 ℃，并且热分解放缓；当升温速率为15 ℃/min时 HMX/Cu的热分解变得非常剧烈；与HMX相比，HMX/Cu的表观活化能降低了33.16 kJ/mol；适量O₂存在有利于纳米HMX/Cu的热分解。对纳米Cu的催化机理进行分析，提出了催化剂的“空间分布效应”。

基于模糊控制交互式多模型粒子滤波的静电机动目标跟踪

付巍，郑宾

2014, 35(1): 42-48. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.006

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针对交互式多模型粒子滤波算法（IMMPF）的精度不高，算法更新时间长，难以满足静电机动目标跟踪要求的问题，提出了一种新的基于模糊控制的交互式多模型粒子滤波算法（FIMMPF）。该算法先利用模糊控制方法实现实时调整交互式多模型算法中的转换概率矩阵，使与目标当前运动状态最接近的运动模型在混合产生这一采样时刻的初始状态向量里占有更大的比重。同时，为了提高基本粒子滤波算法的精度，减小算法更新时间，再利用中心差分扩展卡尔曼滤波算法产生基本粒子滤波的建议分布函数，实现对目标运动状态的更新。理论分析和仿真结果表明，所提出的算法能够以更高的定位精度，更小的计算量实现对静电机动目标的跟踪。

基于波形诱骗的末敏弹毫米波有源干扰研究

陈曦，陈自力，许建中，孟春祥

2014, 35(1): 49-54. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.007

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根据末敏弹毫米波交流辐射计探测金属目标时弹目交会特点和信号处理电路特性，提出了一种基于波形诱骗的毫米波有源干扰新方法。分析并建立了辐射计探测干扰源信号时的天线温度模型，与探测地面金属目标相比，天线温度信号脉宽明显展宽，幅度保持恒定。该信号经视频放大器低频截止作用后，使输入的等幅宽时信号发生频率失真，输出具有正、负脉冲形式的波形分裂信号，其中负脉冲部分可以模拟探测地面金属目标的输出信号。实验结果验证了设计方法的正确性和有效性，为毫米波末敏弹有源干扰提供了一种可行的方法。

机场保障装备防热红外探测隔热毯设计与实验研究

谢卫红，贾风辉，李顺才

2014, 35(1): 55-61. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.008

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研究了机场保障装备与其工作环境背景的红外对比度特性，重点对装备车头部分进行红外伪装设计，经过结构、材料优化设计和热物性实验测试，最终研制出由2层3 mm厚陶瓷纤维夹一层3 mm厚相变石蜡胶囊中间层组成的新型隔热毯。为检验该新型隔热毯的防热红外伪装效果，使用了热红外成像仪进行实测，并结合ANSYS进行数值模拟。研究结果表明，使用该隔热毯后，机场保障装备与背景的温差可得到有效控制，满足机场保障装备红外伪装要求。研究了机场保障装备与其工作环境背景的红外对比度特性，重点对装备车头部分进行红外伪装设计，经过结构、材料优化设计和热物性实验测试，最终研制出由2层3 mm厚陶瓷纤维夹一层3 mm厚相变石蜡胶囊中间层组成的新型隔热毯。为检验该新型隔热毯的防热红外伪装效果，使用了热红外成像仪进行实测，并结合ANSYS进行数值模拟。研究结果表明，使用该隔热毯后，机场保障装备与背景的温差可得到有效控制，满足机场保障装备红外伪装要求。

同心筒发射燃气流二次燃烧数值研究及导流板结构改进

胡晓磊，乐贵高，马大为，朱忠领

2014, 35(1): 62-69. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.009

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针对同心筒热发射燃气射流二次燃烧冲击效应问题，采用3阶精度的MUSCL格式求解11组分12步基元化学反应动力学模型，弹体运动运用域动分层网格更新方法，数值模拟了同心筒发射H₂/CO混合燃气流场。在燃气自由射流二次燃烧数值模拟结果与文献实验数据对比验证的基础上，分析了同心筒发射燃气流含化学反应的流动特点，以及在导弹出筒时筒口导流板结构对弹体的影响。数值结果表明：在筒外燃气与空气混合区域出现明显的二次燃烧，而在筒内二次燃烧几乎可以忽略；当弹底出筒后，从内外筒间隙排除的燃气、导弹尾部燃气射流和弹底之间相互干扰，形成反溅激波；反应流流场轴线温度高于冻结流和单一组分流流场轴线温度；导流板结构能明显降低弹体表面温度，其高度最优值在1.5倍内外筒间隙附近。研究结果对同心筒发射装置结构优化设计具有一定理论参考意义。

制导系统设计参数多准则优化决策方法研究

张一航，侯明善

2014, 35(1): 70-75. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.010

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研究了考虑制导控制系统性能和成本等因素的一体化设计参数优化决策问题。提出将制导控制系统参数优化设计问题转化为多准则决策问题的方法，以比例导引制导系统为模型采用多因素决策的优劣解距离法（TOPSIS）决策过程验证了方法的有效性。在决策准则选取方面，将系统精度、成本等因素综合考虑建立了参数决策矩阵，根据不同初始条件下制导系统脱靶量仿真结果，分析了性能、成本不同加权情况对设计方案决策排序结果的影响。提出的决策方法能够有效决策出制导系统兼顾多种准则的最优设计方案，决策的鲁棒性良好。

无人飞行器背景磁场学习方法研究

周建军，林春生，赵建扬

2014, 35(1): 76-82. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.011

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精确补偿飞行器背景磁干扰是航磁测量的一项关键技术。针对无人飞行器在模型求解前的学习飞行问题，在Tolles-Lawson模型的基础上考虑了地磁梯度的影响，提出了一种折线飞行的学习方法，并对不同学习路径进行了讨论。通过仿真实验与实测飞行数据验证可知：文中提出的折线飞行方法求解的模型参数能够较好地补偿飞行器的背景磁干扰，同时在学习飞行时，增加航向数有利于模型参数的精确求解；在航向数相同的情况下，学习航向越相互垂直，模型参数求解的精度越高。

车载防空导弹行进间发射过程动力学数值分析

钟洲，姜毅，刘群

2014, 35(1): 83-87. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.012

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利用自回归（AR）模型对不同等级随机路面进行数值模拟，建立了车载防空导弹的行进和发射一体化多柔体动力学模型。根据行驶动力学仿真结果，确定了最恶劣发射时刻。结合分析结果完成了行进间发射动力学仿真，获得了导弹姿态参数。分析了路面和车速对防空导弹行进间发射精度的影响。利用自回归（AR）模型对不同等级随机路面进行数值模拟，建立了车载防空导弹的行进和发射一体化多柔体动力学模型。根据行驶动力学仿真结果，确定了最恶劣发射时刻。结合分析结果完成了行进间发射动力学仿真，获得了导弹姿态参数。分析了路面和车速对防空导弹行进间发射精度的影响。研究结果表明，B级路面上3种车速均能安全发射，C级路面上车速受限于25 km/h.

绕平头回转体空穴的发展及脱落特性研究

胡常莉, 王国玉, 陈广豪, 王复峰, 赵静

2014, 35(1): 88-95. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.013

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综合数值计算及实验技术研究了绕平头回转体的空穴发展及脱落特性。采用流动显示技术观察了绕平头回转体的空穴在不同空化数下的发展及脱落历程，并利用局部时均化湍流模型（PANS）进行了数值计算。研究结果表明：绕平头回转体空穴的发展过程和空泡的脱落细节均随空化数的不同而呈现出明显的差异；空化数较大时，空穴发展及脱落没有准周期性，空化数越小，空穴的发展周期越长，脱落空泡的尺度越小；绕平头回转体的空泡准周期性脱落过程主要包括空穴断裂与空泡脱落两个过程；空穴断裂的位置大约位于距回转体肩部0.3D（D为回转体直径）处，由于反向射流的作用使空穴的断裂呈U型涡状；在一定的空化条件下，绕平头回转体的空化由于断裂和融合两个过程的存在，将使空穴在发展过程中呈现更加稳定性的特征。

泡沫铝复合结构的应力波防护性能研究

杨冬丽，王琳，杨杰，赵登辉

2014, 35(1): 96-101. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.014

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为研究泡沫铝复合结构对应力波的防护能力，利用传统和改进的分离式霍普金森压杆(SHPB)装置对不同相对密度及不同厚度组合的泡沫铝-铝板复合结构进行冲击试验。研究结果表明：泡沫铝作为夹层，可使入射波分多次传到背板，延迟应力波到达时间，降低了应力波强度。随着泡沫铝夹层厚度的增加，应力波衰减效果明显。泡沫铝-铝板复合结构作为面板，应力波的加载方式发生变化，上升沿得到改善，脉冲宽度增大，最大应力幅值降低，同时吸收大量冲击能，是一种良好的应力波防护材料。增大复合结构中泡沫铝厚度，应力波的上升沿时间延长、斜率减小，应力幅值降低，但脉冲宽度变化不大；铝板厚度对应力波传播影响较小。随着泡沫铝相对密度的增加，经泡沫铝-铝板复合结构作用后，应力波的上升斜率减小，最大应力幅值降低，但脉冲宽度和上升沿时间不变。

变后掠变展长飞行器动力学建模与动态响应分析

杨贯通，唐胜景，赵林东，郭杰

2014, 35(1): 102-107. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.015

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飞行器机翼后掠角和展长动态变化时，气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型，推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解耦简化了动力学方程，基于准定常气动力模型，分析了不同变形形式和变形速度下的纵向动态响应。研究结果表明，后掠角和展长的变化对动力学特性影响较大，但不同的变化速度对结果影响不大。通过合适的变形方式和变形速度的结合可以弱化变形过程中的动力学参数波动，减小控制系统的负担。

大尺寸箭弹质量特性测量过程中位姿标定方法研究

王超，张晓琳，唐文彦，王军，马强

2014, 35(1): 108-113. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.016

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为提高大尺寸箭弹质量特性的测量精度，对产品测量位姿的标定方法进行了研究。建立测量设备运动学模型，在模型基础上分析了测量位姿误差对测量结果的影响。阐述了基于运动学原理的标定方法和标定步骤，并对标定模型中参数进行分析和分类，将神经网络与运动学相结合进行位姿的标定。实验结果表明，采用运动学方法标定位姿后将质心测量误差减小到原来的10%，转动惯量和惯性积测量误差减小到原来的90%和23%；而采用神经网络与运动学相结合的方法标定位姿后，质心测量误差减小为原来的7%，转动惯量和惯性积测量误差减小为原来的45%和15%.

硬质合金刀具的动态可靠性灵敏度研究

王新刚，李鹤，吕春梅，王雪玲，逄旭

2014, 35(1): 114-119. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.017

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刀具各设计参数的选取直接影响刀具的可靠度和被加工件的精度。以应力-强度干涉（SSI）模型为基础，建立硬质合金刀具的动态可靠性数学模型，给出了刀具在切削加工时的可靠度变化规律。在此基础上与灵敏度分析方法相结合，推导出硬质合金刀具物理参数和材料参数的动态可靠性灵敏度计算公式，并给出了各参数的动态可靠性灵敏度的变化曲线。研究结果表明，随着切削加工时间和冲击载荷作用次数的增加，刀具各参数的敏感程度也逐步增大，对敏感参数可以通过直接或间接的手段加以控制，以降低对刀具可靠度的影响，进而提高刀具的可靠度和被加工零件的精度。该方法为提高刀具系统及整个机床的可靠性提供理论参考依据。

基于样条函数表征目标运动轨迹事后数据融合方法研究

宫志华，周海银，郭文胜，徐旭

2014, 35(1): 120-127. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.018

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针对靶场小型、机动目标多体制跟踪定位模式，提出一种基于样条函数描述目标运动轨迹并进而转换，实现以其为基函数对测控设备测元进行表征的数据融合方法。在最小二乘准则下，采用非线性最优化方法对样条函数最优节点分布进行搜索，使自由节点分布适应目标运动特性，极大减小截断误差，联合误差方程待估参数被极大压缩，计算效率提高。通过工程应用分析，该方法不仅目标轨迹参数计算精度高，而且能够准确自校准各测元系统误差。

高应变率下弹道明胶的本构模型研究

温垚珂，徐诚，陈爱军

2014, 35(1): 128-133. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.019

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为了更好地进行枪弹和破片终点效应的数值模拟工作，综述了弹道明胶物理性质的实验研究现状；分析了应变率相关超弹性本构模型和流体弹塑性本构模型的特点，结合相关实验数据推导得到了弹道明胶的状态方程系数；进行了球形杀伤元高速侵彻弹道明胶的实验，并建立了对应的有限元模型；两种不同本构模型得到的数值结果与实验数据的对比表明，在高应变率下流体弹塑性本构模型能更好地模拟弹道明胶响应。弹道明胶虽然是一种应变率敏感材料，但在高应变率下由高压导致的材料可压缩性占主导，其物理响应可以用一定形式的动载本构关系（流体弹塑性本构）予以近似。

基于模糊变系数策略的迎击拦截变结构制导律设计

熊俊辉，唐胜景，郭杰，朱大林

2014, 35(1): 134-139. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.020

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迎击拦截是拦截问题中常见的一种制导方式。为提高拦截器的末制导精度，基于变结构控制设计零化视线角速率的变结构制导律是一种典型方法。对高速目标的迎击拦截出现相对速度过大，目标机动能力引起的导引初段需用过载过大的问题，应用模糊控制设计制导律的导航项及变结构项系数随剩余导引时间变化的策略以延长系统进入滑模面的时间，使系统进入滑模面的同时有效减小末制导初段的控制量。建模及仿真结果显示，该制导律在使视线角速率收敛的同时显著地减小了导引初段的需用过载，验证了该方法的有效性及对传统比例导引律的优越性。

一种度量不确定环境中被动声纳作用距离的计算方法

程广利，张明敏

2014, 35(1): 140-144. doi:10.3969/j.issn.1000-1093.2014.01.021

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提出了一种度量不确定海洋环境中被动声纳作用距离的计算方法，推导了当海洋环境中存在单个和多个不确定参数时被动声纳作用距离与不确定参数之间的关系，继而获得被动声纳作用距离的概率分布，以极大似然准则确定此时被动声纳的作用距离。针对海洋环境存在单个和多个不确定参数时的情形，计算了被动声纳的作用距离。该方法充分利用不确定海洋环境参数的概率密度信息，对不确定海洋环境参数的概率分布不做特定要求，且无需设定用以估计作用距离的门限。

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