火箭助飞鱼雷攻潜命中概率计算方法研究

本文根据火箭助飞鱼雷的作战流程,在充分考虑各相关因素影响后,建立了火箭助飞鱼雷全弹道仿真模型和射击效率解算模型。并对目标提前位置射击、目标可能区域射击、目标现在位置的射击参数解算进行了仿真计算和分析,对研究其作战使用等诸多问题具有参考价值。     

某型火箭助飞鱼雷维修性指标验证试验方法研究

维修性指标是某型火箭助飞鱼雷定型试验需要验证的重要指标。本文根据某型火箭助飞鱼雷定型试验的特点,叙述了指标验证的实施方案、方法,依据相关标准、规范,运用现场试验产生的实际故障,在自然故障不足时采用模拟故障补足样本量的方法对维修性指标进行验证和评价,力争准确验证某型火箭助飞鱼雷是否满足规定的维修性要求。     

考虑可信度的平均寿命验后分布Bayes融合评估方法（修改稿）

针对火箭助飞鱼雷装载可靠度试验试验样本量少、周期短的问题,提出了补充验前信息以进行考核,考虑到验前信息可信度;然后将鱼雷装载可靠度指标转化为指数分布下的平均寿命指标,获得参数的验后分布,推出基于指数分布的Bayes融合评估方法。仿真算例表明：方法可行,能够较可信地评估出火箭助飞鱼雷装载可靠度指标值。     

火箭助飞鱼雷落点测量方法

火箭助飞鱼雷集导弹和鱼雷技术于一体,是水下反潜的主战武器之一,其落点精度直接影响着鱼雷的射击效率,因此,落点的测量是试验必须解决的难题之一。文章在介绍矢量水听器基础上,主要阐述了基于矢量水听器阵的火箭助飞鱼雷落点的测量方法,及采用的主要技术。     

基于全通道误差估计的协同反潜效能评估

 论述了编队协同反潜的必要性。针对一种典型编队反潜场景,通过反潜全通道误差估计概要计算了火箭助飞鱼雷命中概率,从不同的参数选择,可发现编队反潜过程中提升火箭助飞鱼雷命中概率的有效技术途径。     

基于多源验前信息的故障检测率Bayes融合评估方法

针对火箭助飞鱼雷测试性考核中产品自然故障很少见,注入故障的人为做法不能完全正确反映出被试品的故障检测率,采用试验多个阶段的信息,利用Bayes方法,基于可信度构建了多源验前信息的加权验前分布和验后分布,融合评估出故障检测率指标值。仿真算例表明该方法的有效性和可行性     

基于知识神经网络的运载火箭弹道选择

在火箭发射中,往往有多组来自不同设备的测量弹道,进行可靠的火箭弹道选择是飞行状态监视和安控判断的前提.考虑到火箭飞行过程和测量环境的复杂性,提出了一种基于知识神经网络的运载火箭弹道选择方法.把火箭飞行弹道的先验知识和弹道样本的学习训练相结合,先利用数据的连续性排除跳变弹道,然后计算弹道间的差异,最后采用一个神经网络判断各条弹道的可靠性,并结合测量设备精度进行选优.实验和仿真表明了这种方法的可靠性和有效性.     

单室多推力轮孔装药设计方法

该文针对提高火箭密集度及装填密度的要求，设计了双辐条轮孔装药药型。根据装药几何形状，导出了在火箭发动机工作过程中燃烧面积及通道截面积变化规律的计算公式。根据装药工艺及推力方案设计要求，提出了双辐条轮了孔装药设计方法。利用该文提出的装药药型及数学模型进行火箭发动机装药设计，不但能够有效地提高中小型火箭发动机的装填密度，而且还能够根据弹道设计要求，获得多种推力方案。     

火箭助飞鱼雷分离舱张开特性试验与数值研究

为了研究火箭助飞鱼雷雷箭分离时分离舱的张开特性,从而为雷箭分离方案设计提供理论支撑,建立了分离舱张开特性试验与数值研究方法。首先,设计了火箭橇地面试验模拟雷箭分离环境,对分离舱张开时序进行监测记录,通过试验数据辨识获取分离舱张开特性;然后,提出了基于定常气动力修正来研究分离舱动态张开特性的数值方法,并与试验结果进行对比验证;最后,在此基础上,采用基于定常气动力修正的数值方法,分析了侧滑角对分离舱张开特性的影响。该数值方法利用典型状态下定常气动计算结果,即可对不同分离条件下的分离舱张开过程进行模拟,与完全非定常数值方法相比,该方法具有计算量小、效率高的特点,适用于雷箭分离初步方案快速评估。数值分析结果表明,侧滑角会导致左右分离舱张开不同步,并且在雷箭分离前,需对侧滑角进行严格控制以降低雷箭分离时干涉和碰撞的风险。     

某火箭弹引信擦地炸机构微弹簧的动力学分析

对无后坐炮发射时火箭弹中引信擦地炸机构微小弹簧的运动进行了动力学分析。在考虑弹簧质量的情况下建立了弹簧和导电杆之间的物理模型。该模型的微分方程计算结果表明微小弹簧在弹道上的振动过程会使导电杆的受压产生周期性变化，尤其是在一些波谷处，导电杆几乎不受压力，此时如果有火箭加速和其它装配缺陷等因素的影响，就会引起弹丸在弹道上的早炸。     

随机风场作用下弹道仿真的实施过程

该文以风这一典型的随机过程作用为例,利用纵风作用下随机弹道系统成形滤波器,把成表滤波器的微分方程与外弹道角运动方程及质点弹道方程联立,便构成为易于求解的完整的外弹道随机动力学模型。在具体的数字仿真实施过程中,采用尾翼延时张开技术来减小散布的措施,利用经典的统计试验法－蒙特卡洛法得出了不同平均风速下的火箭弹角散布与尾翼延张时间的关系的仿真曲线。仿真结果表明,有色噪声的白化是完全可行的,同时也从实例中     

单兵火箭平衡发射系统内弹道数值模拟

为分析单兵火箭平衡发射系统内弹道过程,给出了该系统的结构设计。分时段分析了内弹道过程,运用经典内弹道理论建立了单兵火箭平衡发射系统内弹道过程的数学模型并运用龙格-库塔法进行数值计算。给出了完整的内弹道曲线与分析计算结果,得到燃烧室和低压室内的p-t曲线及弹丸和平衡体的v-t曲线。     

舰载火箭炮随动系统调炮动力学仿真

该文研究了某舰载火箭炮在舰船摇摆情况下随动系统调炮时的火箭炮受力问题.通过虚拟样机技术对舰载火箭炮系统进行简化和建模.根据海浪波能谱,计算了舰船摇荡运动的功率谱密度和舰船的随机摇荡运动.用ADAMS软件求解了某火箭炮在横浪和斜浪2种航行状态下,以大正弦规律调炮时各连接部位的受力情况.计算结果为舰载火箭炮瞄准机的设计提供了依据.该方法同样适用于其他舰载武器在舰船摇摆情况下的受力分析.     

航空自导鱼雷搜攻潜过程的模拟

该文依据航空自导鱼雷的战术技术性能 ,给出了鱼雷水下运动基本模型。目标运动要素可通过解算声纳数据而获得 ,用匀速直线运动来模拟目标运动规律。在此基础上研制了航空自导鱼雷搜攻潜模拟训练系统 ,该系统为提高战术员的训练水平提供了一种有效的辅助手段。     

火箭比冲量的一种计算方法

本文修正了六分力推力台上测出来的推力,并应用迭代法计算出了推力和比冲量,给出了估算比冲量的近似公式,具有一定的实用价值。     

火箭风偏计算的格林函数法

本文全面揭示了垂直风对火箭主动段影响的物理本质,用格林函数法通过两种连续微扰动作用过程计算了垂直风所引起的攻角和偏角。     

旋转火箭在光滑膛内的运动规律

本文通过对旋转火箭在光滑定向器内运动情况的全面分析,考虑到弹、炮之间由于间隙的存在,可能会出现“断续接触”的现象,从而抛弃了文献[3]中“前、后定心部连续接触管壁”的基本假设,提出了膛内运动的分段解法,并利用所建立的“分段”模型对某弹的膛内运动姿态进行了计算机模拟,其结果与文献[1]的实验比较符合。     

高精度火箭橇试验轨道动力学方程组的建立

针对高速火箭橇试验用无碴、无缝、平直的高精度轨道系统,利用轨道动力学理论,推导建立了该系统在竖向、横向与扭转的耦合动力学方程组.解决了高精度火箭橇轨道系统动态特性计算问题,为火箭橇轨道设计提供了理论基础.     

火箭-发射系统被动控制原理

本文用等效起始扰动概念论述了被动控制的原理,即在发射过程中,使火箭的真实起始扰动与等致起始扰动的大小相等方向相反而实现被动控制的原理。文中具体推导了刚性发射架有效实现被动控制的条件,满足此条件便可使动不平衡的影响趋于消除。文中还综述了一般柔性发射架实现被动控制的可能性。     

多管火箭炮系统发射动力学仿真研究

给出了多管火箭炮系统在发射过程中动力学仿真，包括建立模型；运用轮胎和地面的接触铰约束，体现了地面对轮胎的单面约束作用；利用碰撞模型，对火箭弹在定向器管内的运动受力情况进行仿真计算，获取了该车载多管火箭炮系统发射时运动构件的运动特征和受载情况。