导弹二维加速度过载环境的离心转盘模拟方法

为了在实验室条件下检测导弹关键部件的抗过载能力,提出了一种离心转盘模拟试验方法.根据合成加速度的二维矢量分配原理,利用离心机带动转臂提供持续的动态加速环境;采用位置速度时间运动控制模式,利用转盘对其合成加速度实时跟踪和矢量分配,进行二维动态加速度的同步加载,实现导弹加速度过载环境的模拟.仿真和试验结果表明了该方法的可行性和有效性.     

85毫米空气炮模拟装置

本文在介绍空气炮锁紧与释放方法基础上,较为详细地论述了85毫米空气炮及其设计过程。该装置调试成功后,先后进行几百次试验,各部分均能正确而可靠地工作,且当发射气压约5.394巴时,其冲击加速度可以达到50000g左右。     

基于空气炮和分离式霍普金森压杆的火工品高加速度力学过载模拟试验等效方法研究

针对分离式霍普金森压杆(SHPB)试验无法用加速度描述其对火工品的影响问题,利用空气炮和SHPB试验后所得的半导体桥火工品轴向应变、作用时间和芯片发火能量等结果,将空气炮试验的加速度等效至SHPB试验的子弹速度上,获得了SHPB试验的子弹速度与加速度的等效方程。建立了基于SHPB试验的火工品加速度力学过载模拟试验方法。     

具有定常加速度的导弹导引规律

提出了一种有定常加速度的导弹用的新的导引规律。当目标速度和导弹加速度均为定常值时,存在一条取决于导弹和目标初始位置的直线拦截弹道。利用该导引法可以引导导弹沿这条弹道飞行。实际应用该规津时,需要有导弹和目标的速度矢量值以及导弹与目标的相对位置矢量值。因为测量这些变量比较困难,所以提出采用一种只用剩余时间和导弹速度的初始值构成该导引规律的简化方法。这两种数据可在导弹发射前从发射系统或发射载机上获得。为比较这种导引方法与比例导引法的性能,对一平面模型进行了仿真研究。仿真结果表明,采用这种导引法所产生的导弹加速度量值小于比例导引法所产生的加速度量值。     

某型导弹加速度信号源设计

为实现某型导弹的地面测试,设计一种能够实时产生模拟过载的加速度信号源。根据导弹再入运动模型,利用Matlab软件仿真出速度-高度、加速度-高度、加速度-时间关系数据,采用C8051F020单片机和模拟放大电路,输出导弹再入弹道的加速度信号,提供给弹上控制系统。结果表明:该加速度信号源能提高单片机运行效率,较好地完成导弹地面测试任务。     

基于立式转台的导弹控制系统全射向半实物仿真技术研究

转台具有模拟弹体姿态运动的功能,在导弹控制系统半实物仿真试验中转台是不可缺少的部件。按机械结构可将转台分为立式转台和卧式转台,其对应的欧拉角转序不同。弹道导弹通常在发射坐标系下解算,其姿态欧拉角转序一般为“321”,通常采用卧式转台进行半实物仿真,然而卧式转台不能满足全射向发射的仿真需求。为此通过推导“321”和“231”转序姿态角之间的转换关系,采用立式转台实现弹道导弹全射向半实物仿真。并以某导弹控制系统半实物仿真为例验证了该技术的正确性和有效性。实现了立式转台能力拓展。     

高能量冲击加载试验装置研究进展

轻气炮和空气炮是常见的实验室条件下模拟高冲击、高过载试验环境的加载装置。它们是通过发射弹丸与目标靶件产生撞击，达到冲击载荷加载的要求。轻气炮是研究高速、超高速碰撞终点效应以及含能材料冲击特性的重要模拟加载实验手段。空气炮在研究高g值加速度传感器，振动冲击传感器的动态、静态特性的标定校准，以及侵彻引信部件和器件的高冲击、大脉宽、高能量冲击加载方面有重要应用；空气炮较霍普金森杆装置的冲击加载脉宽大很多。深入系统地分析了国内外相关单位常温条件和高低温环境条件下的轻气炮、空气炮冲击加载试验装置研究现状，并给出了重点发展方向的思考及建议。     

加速度计离心机试验方法研究

本文以实际某导弹上用的加速度研究背景，设计其离心机试验，在误差模型参数估计时为避免矩阵求逆可能出现的病态现象，采用奇异值分解的估计方法。试验结果表明：该估值方法是有效的、可信的、在离心机试验中。加速度计的误差数学模型中必须考虑旋转速率的影响。     

基于PC104总线的导弹阵地检测系统研究

提出一种基于PC104控制总线与嵌入式操作系统Windows CE的导弹阵地检测系统.论述了该检测系统的测试原理、系统的硬件设计,并阐述了基于多线程技术的系统软件开发.试验表明该检测系统在保证准确模拟导弹发射过程的同时,能够快速准确的完成导弹发射中多路多种相关信号的自动测试,为准确定位导弹故障提供了有效的解决途径.     

具有加速度的导弹攻击高机动性目标的制导方法

在具有一定加速度的导弹攻击具有一定加速度的目标的制导方法的基础上，提出一种具有一定加速度的导弹攻击加速转弯的目标的制导方法。利用现有技术论证了其可行性，用机载近程导弹参数进行了平面内交会的仿真。     

自动驾驶仪结构对静不稳定弹体的适应性分析

主动控制技术在空空导弹上逐渐得到越来越广泛的应用，这就提出了如何控制静不稳定弹体的问题，利用分析导弹飞行控制系统闭环传递函数稳定性的方法探讨了几种常见的自动驾驶仪结构的特点以及它们对静不稳定弹体的适应性问题，通过分析发现，对于静不稳定的弹体，采用加速度反馈三回路飞行控制系统(加速度计 速率陀螺)是一种较好的方案。     

关于地空导弹的连续射击能力问题

地空导弹武器系统的连续射击能力是影响其作战效能的重要因素之一。分析证明，提高导弹的初段加速度和中段飞行速度是提高连续射击能力的根本技术途径。     

导弹水下潜射过程的流体一固体耦合仿真

导弹潜射是集高速流动、冲击、结构响应于一体的流体一固体一气体三态非线性耦合复杂过程，是决定潜射导弹发射成败的关键环节。本文应用LS-DYNA显式程序建立了三种包含水体、空气、导弹、发射井和筒盖的多物质耦合ALE网格模型，使用罚函数流体一固体耦合方法对导弹水下无攻角潜射过程进行了数值模拟，给出了弹体质心的轴向加速度、轴向流体阻力及阻力系数、空泡区压力分布。仿真结果表明，模型2的仿真过程与实际导弹潜射过程最为相符。同时总结介绍了LS-DYNA程序中流体～固体耦合计算的相关设定原则和方法。本文可为潜射导弹的水动力载荷设计和数值仿真提供有益的参考。     

基于领弹-从弹架构的无导引头导弹协同定位与制导方法

针对无导引头导弹在采用现有制导律时定位误差会产生较大脱靶量的问题,通过双领弹的领弹-从弹协同架构,设计了一种协同定位与制导策略,以实现无导引头导弹对静止目标的精确命中。基于扩展卡尔曼滤波,提出了一种无导引头导弹的协同定位方法。该协同定位方法与比例导引结合时存在终止时刻过载指令过大问题,因此设计一种新型变系数比例导引律,分析了变系数比例导引律的制导系数对脱靶量、终止时刻过载与最大过载的影响。仿真结果表明：采用所提出的协同定位方法可减小具有定位误差的无导引头导弹脱靶量,而采用变系数比例导引律可避免终止时刻过载指令过大。     

空空导弹推力矢量模糊变结构控制

提出了一种适用于空空导弹带推力矢量的模糊变结构控制，推力矢量控制的引入可明显提高导弹的机动性和敏捷性，所设计的变结构控制律由线性控制和非纡性控制两部分组成，这样可通过气动舵面和推力矢量控制机构来实现，考虑到导弹在进行超机动飞行时，气动参数变化剧烈并且难以估计，因而在控制律中引入了模糊控制规则采增强系统的气动参数变化的适应性和鲁棒性，同时还有效减弱了一般变结构控制系统的抖颤问题，数字仿真表明了其有效     

空空导弹推力矢量舵系统适配性选择

简要介绍了三类推力矢量舵系统，分析了几种主要推力矢量舵系统的操作效率，提出了空空导弹推力矢量舵系统应遵循的四项适配准则，并根据此准则探讨了各种舵系统在空空导弹上的适用性，给出了几种推力矢量舵系统的联动控制能力，滚动控制能力及稳定比较 。     

提高红外空对空导弹动力射程的技术途径

根据对现有国内外红外空对空导弹的性能数据进行统计,总结出估算红外空对空导弹动力射程的经验公式.该公式用于导弹初步设计和评价国内外空对空导弹的性能是行之有效的.指出采用推力矢量控制技术是提高红外空对空导弹性能的重要技术途径.     

弹炮结合防空武器系统构建技术研究

基于小口径高炮及防空导弹的特点，阐述了弹炮结合防空武器系统的组成、特点、弹炮匹配情况、信息流程及关键技术，并就弹炮结合防空武器系统的未来发展趋势问题，提出了建议。     

超视距空空导弹攻击操作提示的两点改进

针对当前超视距攻击过程中火控信息存在的不足,为了提高超视距空空导弹作战效能,提出了两点改进措施:目标机动逃逸角提示和最佳发射倾角提示.仿真结果表明:通过增加目标机动逃逸角提示,能够反映目标逃脱导弹攻击区的难易度;通过增加最佳发射倾角提示,能够增加导弹最大可攻击距离.