导弹自动化检测系统

前言导弹自动化检测系统是导弹武器系统的重要组成部分。在导弹武器系统的研制、设计、试验和实战的整个过程中都需要自动化检测系统。可靠性是导弹武器系统的主要指标之一,个别元件的故障甚至一个焊点的虚焊,或一条导线的折断会导致整个飞行试验失败,这已是屡见不鲜的了。导弹武器系统是由成千上万个零部件组成的,要使导弹发射成功,首先要使     

导弹防御系统的对抗措施

以美国导弹防御系统拦截方式为背景,介绍了美国导弹防御系统对来袭导弹的发射、飞行直至最后落点整个过程进行拦截的主要技术途径。根据拦截导弹在拦截初始升空阶段、飞行中段和飞行末段导弹表现出的特性差异,重点分析了导弹防御系统各个拦截方法的缺陷,并针对缺陷提出了导弹防御系统进行对抗的有效措施,为进一步发展和完善导弹防御系统对抗措施指出了研究方向。     

关于空中发射导弹的结构故障的研究

本文着重研究空中发射导弹的结构故障(或损坏)。一般说来,空中发射导弹的环境条件比其它战术导弹恶劣,其结构故障率也要高些。空中发射导弹的结构故障类型和造成的原因,均可作为研制其它战术导弹时的借鉴。战术导弹在运输、贮存和维护过程中,或在返厂修理过程中,对产生的结构故障(或损坏),或修理中更换的零部件,缺乏系统地统计与分析,但从工厂的外场排除故障记录、导弹对接大队或靶场试验基地检查故障记录和部队定期维护检查记录来看,结果故障或损坏率确     

导弹飞行试验正交设计与优化

针对导弹飞行试验在导弹的研制、定型过程中发挥着越来越重要的作用,结合导弹飞行试验特点与正交试验设计特性,提出了利用正交试验设计来安排导弹飞行试验的方法。通过分析导弹定型飞行试验的主要影响因素,建立了飞行试验正交设计模型。通过正交试验设计,一方面在保证提供足够试验信息的前提下减少了试验的次数,从而减少试验费用和缩短研制周期,同时也有利于防止出现重复试验和漏掉必要试验的情况,在实际试验中具有较强的应用参考价值。     

航天飞机主发动机故障原因分析

为了研制航天飞机推进装置故障早期发现自动系统,马歇尔航天飞行中心对航天飞机飞行或试验过程中出现的故障进行了大量的研究工作。     

突破性研究:枪弹也制导

制导枪弹研发始末 由于导弹结构技术较复杂,因此其体型较大,而对于体型较小的枪弹来说,则难以采用制导技术,但这一领域目前正在取得突破.据美国桑迪亚国家试验室于2012年1月30日报道,该试验室研制了一款可自动调整飞行方向的新型制导枪弹,该弹在远距离上的射击精度更高,有效打击距离超过1.6km.     

基于多规则判据的导弹发动机报警系统

在导弹发动机的地面检测中,故障报警可有效降低发动机的故障发生率。针对目前导弹发动机报警系统存在的不足,提出基于多规则判据的报警技术。以液体导弹发动机为例,在主要红线参数的基础上,设计了8类报警规则,再利用表决技术进行故障判定,从而帮助技术人员及时发现导弹发动机的功能故障和潜在故障。     

超音速导弹靜电滚动敏感元件

陀螺是一个惯性敏感元件,用它来感受导弹飞行姿态的误差信号,通过放大回路来启动、操纵执行元件,达到使导弹稳定飞行的目的。但是,陀螺有许多缺陷:高昂的造价会防碍整个研制计划的完成;对材     

某型弹用发动机高压涡轮叶片断裂故障模式影响分析

针对某型弹用发动机试样研制阶段的地面、飞行试验各阶段中可能发生的各种故障模式、发生故障的原因及其对发动机工作过程和飞行试验的影响进行分析,列出该型发动机试样研制阶段的FMEA表.对发动机高压涡轮叶片可能潜在的断裂故障模式做出FMEA分析.同时基于发动机残骸分解检查、高压涡轮转子叶片断口分析、发动机性能计算、控制系统工作分析、发动机工作寿命分析,对故障发生的原因和机理进行研究,形成飞行试验中某发动机高压涡轮叶片断裂故障发生的原因及结论.     

飞航导弹执行器故障容错控制系统研究

针对传统飞航导弹控制系统对执行器故障容错能力较弱,而执行器故障模型难以在线快速准确辨识等问题,将直接自适应控制和传统控制方法相结合,设计了一种飞航导弹主动容错控制系统.可以在不知道确切故障信息的情况下,补偿修复故障发生后的控制信号,保证导弹仍能恢复一定的飞行性能.以某型导弹纵向控制回路为例,模拟升降舵执行器执行机构退化、效率降低等故障进行了数字仿真.结果表明,与传统的控制方法相比,该容错控制系统可以在不改变基本控制律的前提下,较好地修复控制信号,使系统跟随参考模型.     

装配过盈量对某枪弹底火感度的影响

研究了某枪弹底火以不同过盈量压入药筒后的撞击感度变化情况，基本明确了装配过盈量对底火感度的影响趋势。     

导爆管雷管延期体结构改进

本文主要介绍了索式延期体的纺织方法，其秒量与铅结构延期体秒量的精度对比，并探讨改进的目的和意义。     

尾翼稳定脱壳穿甲弹全弹道多目标优化设计

本文应用最优化理论和方法对尾翼稳定脱壳穿甲弹的装药结构和弹形结构进行了全弹道多目标优化设计.首先从装药结构和弹形结构计算出发,建立了尾翼稳定脱壳穿甲弹的内弹道、外弹道(含空气动力)、终点弹道计算模型,然后应用三种不同类型的优化方法对火药弧厚、装药质量、弹头长径比、弹芯直径、弹体圆柱部长径比五个设计变量进行了多目标优化设计,得到了比较满意的结果.     

混合稀土加入量对A356合金组织及性能的影响研究

研究了混合稀土加入量的不同对Al-Si合金A35 6力学性能的影响 ,运用金相显微镜和扫描电镜对其微观组织进行了观察与分析。结果表明 :稀土变质可有效地促进初生α相的粒状化 ,提高Al-Si合金的力学性能 ,不同的加入量对A35 6共晶组织粒状化的作用是不同的 ,混合稀土的最佳加入量应在 0 .2 %左右 ,同时 ,应严格控制其它工艺参数。     

装调误差对滚仰式导引头视轴指向的影响分析

研究了装调误差对导引头视轴指向精度的影响。针对滚仰式导引头的结构特点,对位标器的主要装调误差进行了分类。利用坐标变换和空间几何关系,得到了导引头视轴指向误差和装调误差的函数关系。仿真结果表明视轴的指向误差与指向位置和框架角位置都有关联。所得结果对导引头的指标分解具有重要的参考价值。     

弹上线束电磁兼容仿真研究

导弹电磁兼容已经成为导弹现代设计中必须考虑的问题,尤其是弹上复杂线束在导弹电磁兼容问题中占有重要地位。文中以某型号导弹为背景,基于CableMod软件平台,采用仿真预测试的方法研究导弹电磁兼容问题,讨论了如何建立适用于仿真的导弹结构模型与电气模型,并对导弹内复杂线束间的串扰,以及弹体对线束产生辐射的影响进行了仿真和分析。仿真结果表明,线束内电源线与信号线分开敷设,且双绞屏蔽后相互串扰明显降低,并提出使用弹壁电缆套管代替U型电缆罩,能避免因缝隙产生的电磁泄露,抑制电磁辐射,有助于通过电磁兼容测试。     

脉冲推力器用烟火型装药燃烧性能研究

采用光纤测速方法,研究了脉冲推力器用烟火型装药药剂配比和装药密度对燃速的影响。通过密闭爆发器,测试了药剂的燃速压强指数。结果表明,不同配比的药剂虽然初期燃速不同,但后期燃速趋于相同;随着装药密度增大,燃速先增加、后减少;在装药密度1.45 g/cm³时燃速最高,可达到800 m/s. 在所测试压强范围内,烟火型药剂的压强指数为0.736 4,说明该烟火型装药药剂在一定压强范围内可稳定工作,能够实现脉冲推力要求。     

固连接异形侵彻体最小内外径比的确定

根据两阶段空腔膨胀理论建立的杆侵彻弹坑形成模型,建立了固连接异形侵彻体最小内外径比的表达式。通过计算得出了火炮初速范围内固连接异形侵彻体的最小内外径比随撞击速度的变化规律。结果发现内外径比为0．5时前端杆开的坑径不足以使后端管不受干扰地进入。而增加到0．6时便能满足要求。     

初速跳动对班组武器引信定位精度的影响

通过对班组武器杀伤榴弹的外弹道计算，得到外弹道参数的相互关系，根据初速变化对榴弹起爆位置的影响，分析了班组武器上采用计时引信和计转数引信两种不同方式引信的定位误差，探讨了提高班组武器杀伤效果的途径。