推力偏心对精确制导火箭弹的弹道影响仿真

为了研究推力偏心对精确制导火箭弹弹道的影响,通过对推力偏心的几何分析,建立了推力偏心的数学模型。采用蒙特卡洛法对火箭弹进行射击仿真实验。在推力偏心影响下,通过调整射角分别得到了在三个射角下主动段弹道散布情况,证明射角对距离散布较大;进行了燃气推力偏心和几何推力偏心对弹道散布的影响仿真,证明燃气推力偏心对弹丸的方向散布影响较大;进行了推力偏心对全弹道散布的影响仿真,证明全弹道散布超过了末制导的捕获域。     

不同制导律在减小火箭弹散布中的技术研究

利用一组安装在火箭弹头部环向均匀分布的侧向脉冲发动机提供的多次、恒定的控制力，可减小火箭弹落点的散布。文中对二种不同制导律在脉冲发动机点火时序控制逻辑中的应用进行了对比研究，为利用脉冲发动机进行弹道修正提供了技术参考。     

某型制导火箭弹控制系统设计与仿真

为了设计某型制导火箭弹的控制系统,并仿真验证其动态性能,文中首先由火箭弹运动方程建立其运动数学模型,在小扰动前提下,采用系数冻结法对运动方程进行线性化,求解出弹体传递函数。利用Simulink控制系统工具箱,建立控制系统仿真模型,由Signal Constraint模块优化出控制系统的参数。仿真结果表明该控制系统结构及参数设计合理,动态性能良好,为下一步研究奠定了良好的基础。     

基于Matlab/Simulink的弹道修正火箭弹弹道仿真

弹道数值仿真是研究弹道特性的重要方法,文中运用弹道理论分析弹道修正火箭弹的弹道特点,利用Matlab/Simulink平台对弹道修正火箭弹的模块化建模方法进行了研究.依据功能模块划分的基本建模方案,确立了以弹体运动、导航参数测量和导引控制为主要模块的建模方案,给出了实际的建模结果.最后,设置仿真初始条件,利用所建弹道模型进行了仿真,结果很好的符合了火箭弹的弹道特点和飞行规律,验证了弹道模型的可行性和有效性.     

基于Matlab/Simulink的弹道修正火箭弹弹道仿真

弹道数值仿真是研究弹道特性的重要方法,文中运用弹道理论分析弹道修正火箭弹的弹道特点,利用Matlab/Simulink平台对弹道修正火箭弹的模块化建模方法进行了研究.依据功能模块划分的基本建模方案,确立了以弹体运动、导航参数测量和导引控制为主要模块的建模方案,给出了实际的建模结果.最后,设置仿真初始条件,利用所建弹道模型进行了仿真,结果很好的符合了火箭弹的弹道特点和飞行规律,验证了弹道模型的可行性和有效性.     

某型制导火箭弹火力分配

为提高制导火箭弹的射击效能,按照远程火箭炮武器系统的射击流程,对某型制导火箭弹火力分配问题 进行系统研究。构建火力分配计算模型,分析不同目标幅员对其火力分配的影响,可为炮兵指挥员指挥决策与指挥 控制系统设计开发提供决策支持。     

火箭弹6D弹道模型的Simulink仿真

采用基于Simulink的模块化仿真方法,建立了火箭弹运动的六自由度弹道模型.该模型较好的模拟了火箭弹真实的飞行环境,并结合飞行试验数据对仿真结果进行了验证,可以应用到课题研究及工程研制中.     

发动机分离对精确制导火箭弹散布的影响因素分析与仿真

为了分析发动机分离对主弹体散布的影响,通过对分离过程进行受力分析,确定了反向燃气喷流、分离速度误差为主弹体散布的扰动因素。通过选择不同分离点,采用蒙特卡洛方法进行仿真分别得到两种影响因素下的落点散布。结果表明:分离速度误差只对距离散布有影响,并随射程和射角的增大而增大;反向燃气喷流对距离散布和方向散布都有影响,方向散布随射程和射角增加而增大,距离散布随射程的增大而增大,随射角的增大而减小;不同分离点弹道参数和大气参数的差异对散布无明显影响。     

基于有限元的制导火箭弹空气舵裂纹成因分析

针对制导火箭弹中空气舵表面出现裂纹的问题,进行有限元仿真分析。通过模拟固化过程的边界约束及 固化压力载荷,得出的剪切应力较大位置与实际出现裂纹位置一致;复合材料成型过程中外部施加压力过大会导致 空气舵金属芯网格位置与复合材料产生剪切压溃效应,增加结构残余应力,特别是舵芯根部等较薄的复合材料区域 出现较大的剪切力时会导致在相应位置的舵面处出现穿透性裂纹;通过优化控制工艺参数能有效改进施压过大以及 降温速率过快的情况进而预防表面裂纹的产生。结果表明,该分析为后续空气舵结构设计以及生产制造提供了指导 参考。     

弹道修正火箭弹修正系统精度分析

论述了弹道修正系统的主要误差因素及其散布,详细地分析了各误差独立作用时和综合作用时对弹道修正系统精度的影响。分析表明:各误差量值不同,对火箭弹精度的影响也不同,全面降低各误差的量值,可以提高弹道修正系统的精度。精度分析为确定弹道修正系统的修正能力提供了依据。     

液体火箭发动机可靠性增长分析模型研究

液体火箭发动机可靠性要求高,试验费用昂贵,有必要采用可靠性增长分析技术指导可靠性增长决策,以减少试验费用、降低研制风险。结合液体火箭发动机小子样及可靠性增长的阶段性特点,提出采用基于信息折合的Bayes指数可靠性增长分析模型,综合利用产品全程试验信息,评估可靠性增长水平。在评估液体火箭发动机可靠性增长水平的基础上,结合改进的跟踪、增长与预测( MTGP)模型跟踪和预测可靠性水平,提供可靠性增长决策。研究表明,本文提出的方法可以科学分析液体火箭发动机的可靠性增长．指导可靠性增长决策,对于小子样、试验费用昂贵的产品具有广阔的应用前景。     

弹道修正火箭的捷联惯姿算法比较研究

针对灵巧弹药的特殊运动规律,对采用高精度惯姿算法改善弹道修正引信姿态探测精度进行探讨和研究。采用一种精确积分角增量的方法,对传统等效旋转矢量算法进行了修正,通过仿真验证了算法的性能,结果表明修正算法的精度具有一定的优势,为基于MEMS速率陀螺的弹载全姿态探测模块的工程化研究提出有益的建议。     

火箭炮发射过程中火箭弹沿定向管运动分析

建立了火箭炮发射过程中火箭弹沿定向管的运动模型，并根据该模型对火箭弹的推力偏心和质量偏心引起的起始扰动变化作了简要分析，指出了这两种偏心对火箭弹出炮口时的飞行姿态会产生较大的影响。     

筒射导弹发动机点火可靠性分析

以决定筒射导弹发动机点火可靠性的安全机构的可靠性为研究对象,利用FMEA方法对其进行定性分析,使用RBDA方法对其进行定量分析.在定量分析过程中,采用成败型单元的可靠性评定方法进行了定量计算.根据工作实践对如何确保发动机点火可靠性提出了几点建议.     

转速对低旋制导炮弹有控弹道的影响分析

转速是一对鸭舵控制低旋制导炮弹方案设计中的重要参数。阐述转速在弹丸飞行过程中的变化趋势,采用一对鸭舵控制的低旋尾翼弹为研究对象,建立有控弹道转速模型,根据该模型计算并分析转速对有控弹道特性的影响。数值仿真结果表明,转速对弹丸有控弹道各特性具有不同程度的影响。可为该类弹药的转速设计提供参考。     

某分离用固体小火箭工作故障分析及设计改进

为解决某分离用固体小火箭在高温55℃环境试验中,出现壳体失强与较高点火压力峰的问题,分析了发生该工作故障的可能原因。通过对装药结构及挡药板结构进行改进设计,以期扩大燃气通道;通过对点火药盒结构进行改进设计,并调节点火药药量,以期降低点火压力峰值。验证试验表明,改进措施切实有效,点火压力峰值满足设计要求,提高了小火箭工作的可靠性与安全性。     

火箭助飞鱼雷基准弹道设计探讨

为了提高以固体火箭发动机为主发动机的火箭助飞鱼雷空中导引弹道的安全性和落点精度，提出了一种求解不同工况下滑翔弹道设计域的交集，将滑翔弹道与交集边缘的相对距离作为定量分析弹道安全性的参量，确定最安全滑翔弹道的方法，给出了在滑翔段采用动态基准弹道和可变雷箭分离点的制导方案，滑翔段不分射程统一装定一簇滑翔弹道曲线，制导系统在飞行中按程序插值计算导引弹道，视情况向最安全滑翔弹道方向修正；在导引弹道末端，雷箭分离点的高度随航速相关调整，该方法可显著减小雷箭分离点的落点散布。研究结果表明，在交集中求解基准弹道可提高安全性，动态基准弹道可增强对弹道偏差和目标修正的适应能力，有助于克服强风场干扰。     

大型泵压式液体火箭发动机故障综合分析

基于发动机故障模拟研究，结合实际试车数据统计分析，归纳出了泵压式液体火箭发动机的主要故障模式；从故障检测与诊断的角度，研究了发动机监测参数的选择与评价，并提出了监测参数选择与评价的三种标准；推荐了分别用于监控系统门限检测和故障诊断的两组参数，为发动机的故障检测与诊断奠定了重要基础。