弹道修正中弹道诸元探测时间间隔的确定

弹道修正技术是减小弹道散布的一种新措施 .修正过程中首先要采用某种测试手段在飞行弹道上逐点进行诸元测量 .测点过密信息处理量大 ,测点过疏又引入较大误差 .为确定合理的测点密度进行了计算分析 ,并给出了确定最大测点间隔的界限判据 。

求解滑翔增程弹较优舵偏角方法

文中阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹在纵向平面内的弹道模型,分别采用序列二次规划法和最大升阻比法.对俯仰舵面的较佳控制过程进行了分析,仿真计算表明,序列二次规划法优化得到的俯仰舵偏角规律较优,适用于滑翔增程弹求解俯仰舵偏角的后期优化工作;最大升阻比法所求得的俯仰舵偏角规律较差,但其方法及求解过程简单,适用于滑翔增程弹前期的论证工作。

嵌金属丝串装双燃速药柱燃烧分析及发动机内弹道计算

针对嵌金属丝、串装双燃速装药燃烧过程进行了分析,得到了燃面变化的基本规律。基于PRO/E软件,实现了嵌多根金属丝、双燃速推进剂串装药柱复杂燃面的精确推移计算。为精确计算发动机复杂的内弹道,建立了内弹道微分方程组,并通过Runge-Kutta法进行了求解。结果表明,该数值计算方法计算结果与实测数据吻合度较高,计算方法精确可靠,满足工程预示要求。

微小型固体火箭发动机点火效率影响研究

针对微小型固体火箭发动机点火过程出现的未点燃、点火延时过长等问题进行了理论与试验研究,得到了微小型固体火箭发动机篓式点火器结构的点火药量计算改进公式。研究结果表明,对于微小型固体火箭发动机,点火效率明显偏低于常规发动机,在应用常规点火药量计算公式时,应考虑效率影响因素;另外,对于相同的点火药量,环状药片式结构优于药粒式结构。

尾翼搭载固体火箭发动机壳体数值仿真及试验研究

针对导弹尾翼搭载于固体火箭发动机壳体上这一特殊结构,建立3D有限元模型,进行内压与外载荷联合强度仿真计算,用于指导尾翼接头附近的壳体局部结构设计。并开展了相同载荷下尾翼搭载发动机壳体结构的静力试验,通过仿真计算及静力试验结果的对比,表明仿真计算可以指导尾翼搭载发动机壳体的结构设计,且仿真计算结果与静力试验结果偏差为8.4%。