火箭弹离轨姿态的接触式测量方法

根据火箭弹离轨时的具体环境，提出了一种弹离轨姿态的新颖的智能化测试方法。该方法是钭陀螺及数据采集电路置与试验弹的内部随弹体飞行，而后将采集系统回收，由计算机读出数据并进行分析，最终获取火箭弹起始扰动的有关参数，并着重解决了数据存储，保持及回收等问题。     

火箭弹起始扰动测试系统

详细地叙述了火箭弹起扰动测试系统的组成、工作原理、软件结构和适配电路。研究了起始扰动对散布的影响。     

火箭弹起始扰动数值仿真研究

建立了火箭弹起始扰动发射动力学模型，进行了数值仿真，分析了火箭发射过程中火箭弹缺陷，发射装置振动，弹管间隙等因素对起扰动的影响并提出了其定量关系。     

火箭弹起始扰动激光雷达测试系统研究

介绍了火箭弹起始扰动激光雷达测试系统的构成与测试原理，给出了光学杠杆的放大倍数及因扰动而产生的角位移的计算公式和实弹测试曲线。     

发射装置振动对火箭弹初始扰动的影响

以螺旋导轨导旋的多管火箭发射系统为研究对象，考虑弹管间隙对系统的影响，建立了弹炮耦合运动模型，分析了各种可能的管内运动姿态，并对考虑发射装置的影响与未考虑发射装置的影响进行了计算机仿真，把它们的结果进行了比较，得到了因发射装置的振动对火箭弹所产生的初始扰动。     

弹炮间隙对火箭弹初始扰动的影响

以螺旋导轨导旋的多管火箭发射系统为研究对象，考虑弹炮间隙对系统的影响，建立了弹炮耦合运动模型，分析了各种可能有膛内运动姿态，并着重研究了弹炮间隙的存在在对膛内运动姿态和起始扰动结果的影响。     

火箭弹靶试用弹质量组配分析

针对目前火箭弹密集度交验试质量组配没有明确规定这一现状,提出了给定情况下靶试弹的质量组配问题,并给出了一简便的配重方法,可供有关研制,试验及交验人员参考。     

某涡轮式火箭弹的掉弹分析研究

针对鞭涡轮式火箭弹在研制过程中出现掉弹的问题，结合试验进行了深入地理论分析和数值，计算，找出了掉弹原因，通过对结构的改进，不但解决了掉弹问题，而且大幅度提高了密集度。     

简控火箭弹的稳健性设计

介绍了一种新型的优化设计方法－稳健性设计，其基本思想是将设计过程分为系统设计，参数设计和容差设计三个阶段。以性能稳定，波动最小为目标，用特种正交表排列设计参数，用方差分析方法分析质量特性值，以确定系统的最优设计参数。本文以某简易控制火箭弹的角稳定系统参数优化为例，概略说明了这种稳健性优化设计计算的基本过程。     

弹体结构变形对发射起始扰动影响研究

对长细比较大的倾斜发射式火箭弹,在进行发射动力学计算时,除考虑外部影响因素外,还应该考虑火箭弹弹体自身的弹性变形引起的横向振动对起始扰动的影响.为了研究某型火箭弹的横向振动特性对发射过程俯仰角运动的影响,采用传递矩阵法建立了火箭弹的横向振动模型,分别进行了多刚体和刚柔耦合发射动力学仿真.通过发射动力学仿真结果及试验测试结果对比,发现弹体的横向振动特性对该火箭弹发射过程中俯仰角方向运动具有比较大的影响.     

火箭起始扰动的二维PSD测试技术研究

介绍了一种新型的火箭起始扰动测试系统，使用ＰＳＤ器件接收并记录光点的快速运动过程，代替了一般光学杠杆技术的光点显示屏及高速摄影机，这样可以实时显示光点的移动过程，减少辅助设备，使数据处理大为简化，提高测试精度，便于靶场实际应用，能用于火箭发射过程起始扰动的精确测量。     

弹体结构变形对发射起始扰动影响研究

对长细比较大的倾斜发射式火箭弹,在进行发射动力学计算时,除考虑外部影响因素外,还应该考虑火箭弹弹体自身的弹性变形引起的横向振动对起始扰动的影响.为了研究某型火箭弹的横向振动特性对发射过程俯仰角运动的影响,采用传递矩阵法建立了火箭弹的横向振动模型,分别进行了多刚体和刚柔耦合发射动力学仿真.通过发射动力学仿真结果及试验测试结果对比,发现弹体的横向振动特性对该火箭弹发射过程中俯仰角方向运动具有比较大的影响.     

火箭弹固弹销运输仿真分析与试验研究

根据火箭弹锁弹力的一般设计原则确定了系统火箭弹锁弹力为1470N。利用有限元法对火箭弹运输过程紧急制动进行仿真模拟,结果表明,固弹销剪切部位最大应力为155MPa,所受的最大冲击力为887N,安全系数为2.5。运输试验表明,980N的锁弹力为弹药运输要求的临界状态。发射试验表明,1470N的锁弹力满足火箭弹发射各项性能要求。因此,本系统锁弹力设定为1470N,能够满足产品运输和发射要求。     

两步非线性最小方差法在微机械陀螺测量火箭弹自旋角中的应用

火箭弹自旋角的测量是火箭弹姿态角测量中的关键。因为火箭弹的自旋角速度较高,所以陀螺杆度因子的微小变化将引起自旋角度很大的测量误差,使测量结果失去意义,为了克服标度因子变化带来的影响,本文首先将标度因子扩展为状态变量,然后利用Haupt提出的两步非线性最小方差估计器将其估计出来,仿真结果表明,当标度因子的漂移小于0.5%时,能对自旋角进行较好的估计。     

火箭导弹起始扰动激光测试系统的光路分析

介绍了一种用于测量火箭弹起始扰动的测试系统的工作原理,推导了所需的计算公式和光学杠杆的放大倍数,并运用误差理论对光路进行精度分析,给出了实验结论.     

火箭弹高精度同轴度测量设备及误差分析

采用自动控制、自动检测和防爆防静电等技术,研制专用的火箭弹高精度同轴度检测的设备.其根据人机界面设定电机的旋转速度和方向,控制电机以设定速度和方向,带动火箭弹支撑滚轮副转动,从而带动火箭弹全弹旋转,位移传感器对相对于定心部的跳动进行实时测量.控制器按固定的频率对跳动值进行采样、滤波、分析,得到全弹同轴度值,然后与设定值进行比较,判定是否合格.     

可控式折叠翼火箭弹的增程技术探究

文中通过对现有火箭弹增程技术方案的分析,指出其存在的局限性和不足,提出可控式折叠翼技术的火箭弹增程方案,对实施新方案后的相关性能参数作了定性分析,同时给出相应的弹道规划设计,针对可控式折叠弹翼的相关结构设计工作,提出具体的设计思路和注意事项,并介绍了可控式折叠弹翼用地面试验设备的设计方案,为火箭弹性能的进一步完善提供了新的途径。     

一种末段修正火箭弹落点精度研究

提出了一种末段修正火箭弹的脉冲修正策略，研究了脉冲修正的落点偏差，分析了惯性测量装置的漂移引起的落点偏差，并对这两种偏差进行了计算机仿真。结果表明：新型惯性测量和脉冲发动机的应用能够在保证较小费效比的情况下，将火箭弹的误差减小到一个较小的量值。     

火箭弹推力方案的优化设计

提出了一种基于Matlab/Simulink和iSIGHT软件平台,以火箭弹规定的射程为约束,以火箭弹飞行过程中的最大马赫数最小为优化目标的火箭弹推力方案优化设计方法.在Matlab/Simulink软件下建立火箭弹飞行的六自由度弹道仿真模型,推力模型依所选推力方案而变化,利用iSIGHT软件的优化功能充分挖掘每一种推力方案的潜能.经过大量的优化计算,可以得到每一种推力方案下的最优结果.文中还对每一种推力方案下所需要的火箭发动机总冲进行了分析.     

弹筒间隙及壁面条件对火箭弹燃气射流的影响分析

为分析火箭弹发射时弹筒间隙及壁面传热条件对燃气作用效应的影响,利用计算流体力学方法对不同条件下的燃气流动状态进行研究分析。结果表明:在弹体筒内运动阶段,弹筒间隙引射作用会对燃气流动状态产生较大影响,在弹体底部附近,忽略弹筒间隙时的燃气压强较考虑弹筒间隙时的压强小10%左右;对于等温壁面条件下燃气流动的压强较绝热壁面条件和耦合传热壁面条件的计算结果低5%左右。