增强军工总体部文化自信 为中国式现代化凝聚发展力量

以文化引领全体职工为推动中国式现代化贡献总体智慧、总体方案、总体力量。中国航天科工集团三院三部作为我国武器装备研制生产的主力军和中坚力量,主要承担飞航高科技产品的总体设计、系统集成、试验验证及售后服务等任务。六十余年来,三部始终把马克思主义原理、习近平新时代中国特色社会主义思想同改革发展实际相结合,坚持以中华传统文化为源头,传承弘扬革命文化和航天精神,通过构筑以“精鹰之道”为核心的文化体系,持续培育核心文化理念,倾力打造富有军工总体部特色的文化品牌,以文化引领全体职工为推动中国式现代化贡献总体智慧、总体方案、总体力量。

基于可拓理论的模块化设计方法研究

针对模块化设计理论难以工程实现的问题,提出了基于物元模型及可拓方法的产品可拓模块化设计方法。该方法首先在物元模型的基础上,结合模块自身特点,建立了模块物元与模块族物元,以有序三元组的形式规范化地保存了历史模块和模块族数据,并研究了模块物元的可拓性及其变换。然后运用可拓方法对模块物元进行变换与操作,既实现了对模块划分、模块检索与匹配,以及模块综合等模块化设计过程的形式化描述,又为模块化设计提供了新的思维方法。最后,给出了可拓模块化设计方法在导弹产品开发中的应用实例。

一种实用的归一化互相关景象匹配算法

相关匹配算法是景象匹配定位系统的核心。本文提出一种用于景象匹配定位系统的相关匹配算法，称之为归一化互相关景象匹配算法，并进行了理论分析和用真实的景象数字地图进行了大量的计算机仿真试验。试验结果表明，该算法在信噪比不小于１并且实时图大小不小于１０×１０个网格的条件下，其正确匹配概率大于９７％，圆概率误差在一个景象数字地图的网格以内。

基于多学科设计优化技术的导弹方案设计

多学科设计优化技术当前主要作为传统设计过程的补充,存在较大的局限性。为此,在导弹方案设计全过程引入了多学科并行设计思想,建立了包含两阶段的多学科设计优化流程,在多学科设计阶段形成基准方案,在多学科优化阶段完成基准方案的可行化与最佳化。建立了支持两个设计阶段的五种模型,并分析了基于这些模型描述多学科设计和多学科优化问题的方法。根据所研究的设计流程和建模方法,提出了建立四层体系结构的总体设计软件框架的思想。最后,在VisualC++开发环境下,开发了面向导弹总体设计的多学科设计优化原型系统。

智能变形飞行器的研究与发展

介绍了智能变形飞行器的内涵、军事需求、国内外发展现状与发展前景,并提出了实现飞行器智能变形的若干关键技术。

喷管流场及其推力矢量的数值计算

本文在Euler及Navier Stokes方程的基础上 ,利用三阶ENO差分格式计算了轴对称喷管的流动 ,得到了与实验较一致的结果。计算结果表明 ,对锥形喷管而言 ,在其它条件限定的情况下出现推力极大值的扩张角在 10°和 15°之间 (约在 12 .5°附近 ) ,即存在最佳扩张角。最后利用三维CFD数值计算 。

在不同地形条件下的地形辅助导航系统定位精度评估

如何选择合适的地形是卡尔曼连续修正的地形辅助导航系统在实际应用中遇到的难题。本文首先建立系统仿真模型，然后利用ＡＲＣ／ＩＮＦＯ地理信息系统软件进行地形分析。在此基础上，通过大量的计算机仿真试验，对卡尔曼连续修正的地形辅助导航系统在不同地形条件下的定位精度进行了评估。评估结果为系统在实际应用中的地形选择提供了依据。

基于人工神经网络的多学科优化设计研究

多学科优化设计的两大难点是子学科间的信息交换和系统分析计算的复杂性。为此,在一致性约束算法和并行子空间算法基础上,提出了一种基于人工神经网络响应面的多学科优化设计算法,它是一种二级结构的优化方法,即学科层仅满足局部约束,系统层提供一种协调学科间冲突的机制,保证在相关变量和耦合变量上的一致性,使设计方案不断改进。通过某型号飞航导弹系统的优化实例,验证了算法的有效性。

双峰海浪频谱的一种表示

采用低频分谱和高频分谱叠加的思想，提出了双峰海浪频谱的一种表示。所用的分港形式为以便于确定的物理量为参数的Neumann型谱形。给出了由实测双峰港的特征量确定分谱参数的合理途径，解释了以往双峰诺表示中高频部分过高估计的原因并予以解决，最后应用于胶州湾和南海西沙海域的实测谱。

惯性测量组件离心机标定及误差分析方法

针对传统惯性测量组件(IMU)标定方法不能根据加速度计测量量程提供足够大的信号激励,并且现有离心机标定方法未考虑IMU在离心机上的安装位置偏差的问题,提出了一种基于离心机的IMU标定及误差分析方法.将IMU按照6个基准位置安装于离心机上,通过离心机在水平面内旋转,为IMU提供角速度激励和加速度激励.通过对IMU的输出进行旋转积分,可以消除地球自转以及离心机不水平带来的谐波影响,获得IMU的输出方程.在不考虑IMU在离心机上安装的位置偏差角的情况下,采用线性最小二乘法求解;在考虑IMU偏差角的情况下,采用牛顿法求解,可以标定出IMU的标度因数、安装误差、零偏、IMU偏差角等共计27个误差系数.建立了标定方案中的离心机控制模型和误差传播模型,并对模型进行了仿真验证.仿真试验表明,该标定方法步骤简单,输入激励可调,标定结果误差可控.

关于飞行任务规划若干名词术语的讨论

指出了飞行任务规划技术中,在运用一些常用名词术语方面目前比较流行的问题,并依据有关参考文献和运动体(主要是飞行器)的具体情况对路径、航线、航迹、航路的概念和定义进行了讨论,提出了个人的看法和建议。

多层次法防空导弹弹道优化设计

为了使导弹优化的弹道更有效地杀伤目标,采用多层次法来设计防空导弹中制导段弹道.整个模型分为3层,第1层是导弹中制导段弹道,第2层是导弹末制导段,第3层是战斗部毁伤目标.第1层弹道限定中末段交班点处的弹道倾角进行优化.交班点弹道倾角作为联系第1、2层的全局变量,随它变化而产生一系列的优化弹道.第2层是导弹自寻的模型,通过Monte-Carlo仿真得到脱靶量分布的数学期望和标准差,这是联系第2、3层的全局变量.第3层由脱靶量的分布计算杀伤概率,最大杀伤概率对应的第1层弹道就是系统的最优解.多层次法表明了中制导段弹道优化设计和最终导弹杀伤概率之间的关系,使得杀伤概率这一效能指标能够作为中制导段弹道优化的指标.最后进行了拦截高空高速巡航目标和低空低速巡航目标的算例计算.

超声速进气道与弹体一体化外形研究

通过数值求解N S方程和风洞测力试验,研究了超声速进气道的布局、剖面形状及几何参数对全弹气动力和进气道内流的影响。结果表明:细长旋成体弹身背风面和侧边不宜安放进气道;矩形进气道能够产生涡升力,升阻比明显高于半圆形进气道,而且内部流动接近二维流动,流场畸变及流动损失情况均比半圆形进气道要好;矩形进气道横截面积增加,对升力系数影响不大,但阻力系数增加明显;其高宽比增加,升力系数增大,阻力系数减小。

数据链技术在国外飞航导弹上的应用

简要介绍了飞航导弹中数据链的含义、类型和作用;详细论述了数据链技术在飞航导弹中的应用情况,并分析了发展趋势。

自适应机动地形匹配算法

文中首先提出了基准数据带的自适应构造法 ,然后以它和平均绝对差算法 (MAD)为基础 ,形成了一种新的算法 ,称为自适应机动地形匹配算法。计算机的仿真结果表明 :该算法和通常所用的算法相比 ,具有较高的捕获概率和定位精度 ,特别是在低信噪比的条件下 ,性能改善程度更为显著。

虚拟样机导弹系统的建模方法与模型确认

基于"十五"预研项目《武器装备虚拟样机仿真演示系统》的研究,提出了虚拟样机导弹系统的层次化、模块化的建模原则和方法;分析了建模与VV＆A的关系,采用建模与VV＆A同步进行的研究模式;将专家系统和决策理论应用于模型的确认,给出了模型确认的专家系统的设计原理和方法。为虚拟样机导弹的应用提供科学有效的决策依据。

“3S”技术及其在新一代飞航导弹武器系统中的应用

新一代飞航导弹是采用精确控制、导航和制导技术的高科技武器，传统方法难以解决其武器系统面临的许多新问题。“３Ｓ”技术的出现和发展为这些问题的解决提供了很好的解决方案。首先扼要地介绍了“３Ｓ”技术，然后探讨了“３Ｓ”技术在新一代飞航导弹武器系统中的应用。

飞翼概念设计的广义参数定义及其性能验算

提出基于飞机传统部件设计参数的广义参数概念,描述未来飞行器概念外形,并通过初步的性能验算公式体系验证其合理、有效性。外形广义参数的探讨是为实现未来飞行器概念外形创新设计进行的一种有益尝试。以飞翼布局在民用运输机中的应用为例,在巡航马赫为0.85的设计点下,采用广义参数设计体系进行飞翼布局外形概念设计,在概念设计中实现广义参数定义飞翼外形,完成飞翼的初步选型。对该外形在应用中的性能结果进行分析,着重体现升阻比及容积率两项重要性能指标,方案设计中,在容积率损失相对不大的情况下实现了飞翼的高升阻比。

基于全局灵敏度方程的多层次弹道优化设计

为了使防空导弹优化的弹道更有效的拦截目标,依据多层次法理论,以杀伤概率最大为目标,设计导弹中制导段弹道和末制导段时间参数.整个模型分为3层,第1层是导弹中制导段弹道,第2层是导弹末制导段,第3层是战斗部毁伤目标.将一个层次视为一个子系统,多层次弹道优化问题实质上就是多学科设计优化问题.采用全局灵敏度方程方法计算参数之间的敏度,在系统层进行优化,最终可得到杀伤概率最大的弹道.最后进行了拦截空地导弹目标的计算示例,并采用了均匀实验设计方法和BP神经网络以减小计算量.结果证明全局灵敏度方程是求解多层次弹道优化设计的有效方法.

卡尔曼连续修正的地形辅助导航系统计算机仿真

本文在建立仿真模型的基础上，通过大量的计算机仿真试验，对卡尔曼连续修正的地形辅助导航系统在不同测量噪声条件下的性能进行了评估。计算机的仿真结果表明。