导弹发射条件对初段飞行性能的影响分析

以导弹箱式发射方式为例,推导出了四段运动方程式,求出了对应于不同情况下导弹运动参数的变化规律,研究了导弹从助推器点火到导弹加速到给定飞行速度这一过程的飞行特性,分析了导弹出箱初始条件的变化和对导弹飞行性能的影响.仿真结果表明,该理论模型和发射条件对初段飞行性能影响的分析是合理的.

舰艇运动对舰炮起始发射条件的影响

在使用弹道积分方法求取弹丸飞行弹道坐标时,起始发射条件的准确性至关重要。本文分析了舰艇运动对舰炮起始发射条件的影响,并提出了修正方法,有效地修正了由于舰艇运动引起的误差。

发射条件对MEFP智能雷平行毁伤模型毁伤概率的影响

通过建立MEFP智能雷对机动目标毁伤概率计算的蒙特卡洛模型,运用计算机进行数值仿真,研究了发射条件对MEFP智能雷平行毁伤模型毁伤概率的影响,得到了智能雷武器系统在各种因素影响下对机动目标的毁伤概率,并提出了提高MEFP智能雷毁伤概率能力的技术途径。

小卫星空中机动发射火箭最少发射条件测试分析

运载火箭的快速测试与发射技术是小卫星机动发射的关键技术之一.空中机动发射不仅能大大提高机动发射的生存能力,且具有很高的经济效益.依据技术的继承性与先进性相结合的原则,围绕小卫星空中机动(机载)发射运载火箭3大主系统,进行了发射前运载火箭测试内容及测试方法的分析比较;提出最少发射条件的概念、安全发射的前提条件和仪器设备要求;给出了最少发射条件的建议;为运载火箭机动发射测试方法和测试流程的制定提供了参考依据.

发射条件对智能雷毁伤概率的影响

通过建立智能雷对机动目标毁伤概率计算的蒙特卡洛模型,运用计算机进行数值仿真,研究了发射条件对智能雷毁伤概率的影响.得到了智能雷武器系统在各种因素影响下对机动目标的毁伤概率.并提出了提高智能雷毁伤概率能力的技术途径.

舰载火箭炮初始发射条件研究

现有的火箭炮弹道微分方程组是建立在静止的发射条件上,舰载火箭炮采用该方程组进行解算时会产生较大的解算误差,为了减小因舰艇运动引起的误差,文中建立了解舰载火箭炮弹道微分方程组对舰艇基本运动和摇摆进行修正的模型。仿真结果表明,舰载火箭炮解弹道方程时,舰艇运动对解算结果会带来较大误差,给出的修正模型具有一定的价值。

多模光纤检验：光源发射条件和环流标准

发射条件可控的多模光源可以确保精确性、可再现性和一致的损耗读数。用于多模光纤链路检验的光源类型及其与光纤的耦合方式，会对发射条件造成极大的影响。

智能雷发射初始条件的正交优化设计

为了评估发射初始条件对智能雷扫描捕获目标概率的综合影响,利用飞行动力学仿真软件模拟了智能雷飞行扫描运动过程。在分析了发射初始条件对智能雷飞行扫描运动影响的基础上,以影响智能雷飞行运动状态的自转角速度、章动角、进动角等主要因素为设计变量,以扫描捕获概率最高为目标函数值,应用正交优化设计方法求出了发射初始条件的最优组合。结果表明:经过正交优化发射初始条件后的智能雷,扫描轨迹的偏移量减小,扫描圆的横向幅度增大,飞行扫描轨迹趋于良好,扫描捕获概率得到提高.

远程空空导弹发射问题的研究

在导弹发射技术上,远程空空导弹明显不同于中、近程空空导弹。为解决远程空空导弹的发射问题,文章提出了一种远程空空导弹攻击区的确定方法,建立了估计导弹对目标预测拦截时间的算法,讨论了发射远程空空导弹的信息需求及获取方法,并基于以上研究拟订了发射远程空空导弹的火控算法。最后给定目标随机参数的变化范围,对远程空战过程进行了仿真。大量仿真结果表明,可靠发射、非完全可靠发射和非完全可靠强化发射条件下有不同的成功概率,这种发射条件的火控算法从理论上有效地解决了远程空空导弹的发射问题。

论任意速度下导弹追击轨道的求解与条件

用解微分方程组来求解ESR模型中的轨道方程和时间是十分困难的。将ESR模型转化为以垂直距离和圆形半径为导弹发射条件模型的追击情况和条件就可以给出求解轨道方程和打击时间的可行方法。通过分析模型中导弹成功拦截目标的条件得出方案的最优解,并对其核心问题(模型的求解与条件)进行讨论,从而在优化计算方法的同时更全面、准确地计算轨道方程和打击时间。

航行体水下垂直发射空泡脱落条件研究

航行体水下垂直发射出水时空泡的脱落能够影响溃灭的压力以至结构的设计载荷,因此研究发射条件对空泡脱落和空泡状态的影响具有重要的意义。该文首先从回转体空泡脱落的特征出发,确认回射流是导致空泡脱落的控制因素,进而通过对空泡脱落的影响分析,提出回射流运动时间和航行体运动时间的比值大小能够作为空泡脱落和空泡状态的判据;接着对不同深度发射工况流场与空泡演化过程开展了系统数值模拟并与典型试验结果对比分析,验证并给出了该判据其在典型发射工况下的量化表达式;进而讨论了空化数、弗劳德数、深度、发射速度、泡内压力等条件对空泡断裂脱落的影响,给出了出水空泡溃灭时产生较强随机性高压力脉冲的发射区间。

现代战机超机动攻击研究

在研究、比较两种非线性系统设计方法——动态逆和 Backstepping的基础上 ,设计了具有大机动飞行的 ,基于 Lyaponov全局稳定的 Backstepping飞行控制律 ;其次 ,探讨了衡量机动攻击导引性能的评价尺度 ,并进一步研究了如何根据载机与目标的相对运动 ,导引载机机动飞行 ,以迅速满足载机空空导弹离轴发射条件 ,实现超机动攻击的导引律。最后 ,以攻击机动和非机动目标飞行仿真 。

现代战机的导引及其控制律仿真研究

借鉴导弹导引理论对现代战机的导引机理进行了探讨,推导出一种基于时间最优的飞机导引控制律。与导弹导引侧向加速度作控制指令的常规方法不同,该控制律直接采用航迹角作控制变量,即借助拦截末端的几何关系获得末端视线角,末端视线角与当前航迹角的误差作为控制量,实现导引控制。仿真表明:应用此导引律,导引时间最短,轨迹最平直,适用于载机导引控制。

导弹套接分离方案级间分离过程仿真分析

针对采用套接式分离方案的固体导弹,在套接式分离方案特点分析基础上,建立了导弹分离动力学模型。就不同发射条件和设计参数进行了级间分离过程仿真分析,获得发射角、发射点海拔高度、发动机后效推力、套简长度、防转螺钉距套筒出口长度对分离时间和主级导弹制导信号被遮挡时间的影响规律。文中对导弹套接式分离方案发射条件选择和级间分离装置设计具有一定参考价值。

螺型位错偶极子与界面钝裂纹的干涉效应

研究了螺型位错偶极子与界面钝裂纹的干涉效应。应用保角变换技术,得到了复势函数与应力场的封闭解析解,讨论了位错偶极子方位、臂长及裂纹钝化程度对位错偶极子屏蔽效应和发射条件的影响。结果表明,与单个螺型位错不同,螺型位错偶极子与x轴夹角在一定范围内时才可以降低界面钝裂纹尖端的应力强度因子(屏蔽效应),屏蔽效应随偶极子臂长的增大而增强,随裂纹钝化程度的增大而增强,屏蔽区域也随裂纹钝化程度的增大而增大;位错偶极子发射所需的临界无穷远加载随偶极子臂长的增加而减小,随位错方位角及裂纹钝化程度的增加而增大;最可能的位错偶极子发射角度为0。螺型位错偶极子的发射比单个螺型位错的发射要困难。本文解答的特殊情况与相关文献给出的解答一致。

基于Lambert定理的拦截器推进段飞行方案研究

针对空间飞行目标拦截问题,分析了拦截过程的时间约束和能量约束条件,基于Lambert定理,计算满足约束条件的拦截器的转移轨道根数,进而确定了预测命中点和拦截器的发射条件.仿真结果表明,该推进段飞行方案是有效的,在未使用中、末制导修正情况下,仍达到了较高的拦截精度.

底部排气弹排气药剂燃速及点火具工作时间的确定

本文提出了减阻率冲量的概念;阐述了燃速的选择原则:在弹丸发射参数一定的条件下,考虑弹丸旋转效应的影响,获得最大增程率,也即是获得最大减阻率冲量时的燃速;给出了燃速的确定方法。本文提出了确定点火具工作时间的两条原则:一是点火具工作时间不小于底排药剂二次点火时间;二是底排药剂的二次点火距离散布不影响总距离散布。在此基础上,导出了确定点火具工作时间的公式。利用本文的公式进行分析和设计,证明是有效的。

中远程空空导弹的复合制导技术

本文论述了中远程空空导弹引入中制导的必要性,以及这类导弹制导问题的特征。接着列举中、末两制导阶段的制导模式及五种复合制导的模式,并指出了复合制导技术的关键之一是两阶段的可靠转接。文中重点讨论了中制导导引律问题,并根据仿真结果对五种中制导导引律型式作了比较分析。