火箭弹简易控制系统作用效果分析

简要概述了某有控火箭弹所采用的姿态控制系统的工作原理。在无控火箭弹外弹道模型基础上建立了带简易控制系统的弹道模型.并根据模型分别对该有控火箭弹进行了有控有推力偏心、有控无推力偏心、无控有推力偏心和无控无推力偏心四种情况下的外弹道的数值仿真。由仿真结果得出,火箭弹在40～75km 的射程范围内,姿态控制系统具有较好的控制效果。     

基于高斯伪谱法的制导火箭弹协同末制导分析

为优化简易制导火箭弹的控制能力,提高其对目标的打击精度,提出一种基于单导引头和侧向测量装置多弹协同末制导的方案,应用高斯伪谱法弹道规划理论,对协同系统内每枚火箭弹的打击路径进行优化。设计相应的控制系统,在保证协同系统测量和控制的位置要求的前提下,使得火箭弹沿着规划路径飞行,实现了多弹协同制导与控制。对协同末制导方案进行仿真验证,所提方案能很好地实现多弹协同末制导,且对目标有较高的打击精度。     

火箭弹简易控制系统分析

简单概述了目前火箭弹武器所采用的简单控制系统的特点,分析了火箭弹易控制系统总体方案的设计思想及设计依据。对姿态控制系统方案,系统特点以及姿态控制系统敏感元件及执行机构的选择依据进行了详细分析,最后对距离修正系统的设计依据进行了简要分析。     

多管火箭炮地面发射控制装置

为了满足多管火箭炮能够发射无控火箭弹、制导火箭弹等多种型号火箭弹的要求,提出了一种基于TMS320F2812型DSP为核心的多管火箭炮地面发射控制装置。研究了其功能和系统方案,重点对硬件中的弹种检测、状态监测电路、无控火箭弹发射点火电路等关键技术进行详细说明,并进行了系统软件设计。在实际的试验中,该系统能够安全可靠地完成多种型号火箭弹的发射任务,实现了火箭炮地面发射控制装置的智能化和多功能化。     

图像制导火箭弹成像环境分析

利用成像原理和火箭外弹道特点分析目标相对于运动火箭弹的成像环境.通过分析旋转和不旋转的火箭弹成像特点,得到火箭弹成像环境要求.该方法能够对简易火箭弹控制提供设计基础,具有一定的价值.     

轮式与履带式多管火箭动力学分析

研究履带式多管火箭发射动力学特性并与轮式多管火箭动态特性分析对比,为提高多管火箭射击密集度提供直接的方法。应用多体系统传递矩阵法和发射动力学理论,建立了履带式多管火箭发射动力学模型及振动特性、动力响应分析和仿真系统,振动特性仿真得到了试验验证。对某轮式和履带式多管火箭振动特性、动力响应、火箭弹起始扰动、射击密集度进行了对比分析。对比分析结果表明,对同一批次火箭弹,轮式和履带式多管火箭的振动特性、动力响应和射击密集度有一定差异,履带式多管火箭的动态性能优于轮式多管火箭。分析结果为提高多管火箭射击密集度提供了直接的方法。     

当今世界地面火炮大观

北约各国拥有大量牵引和自行式身管火炮系统,但火箭炮的种类却不多,似乎只有美国洛拉尔·沃特公司研制的MLRS多管火箭炮系统得到多数北约成员国的青睐。在许多北约国家中,MLRS多管火箭炮系统已取代M107式175毫米榴弹炮和M110式203毫米榴弹炮。 MLRS配用的第一阶段火箭弹内含644枚子弹,射程为32公里,它曾在1991年爆发的海湾战争中发挥重大作用。第二阶段火箭弹内含     

直升机载制导航空火箭弹发展分析

对以LCPK(低成本精确杀伤武器)为代表的直升机载制导火箭弹的作战需求、战技指标、战术运用和技术实现途径等进行了分析。明确了制导航空火箭弹的导弹本质,对其发展做出了预测。提出了“简易控制航空火箭弹”系统的概念。     

某多管火箭炮发射动力学模型(Ⅰ)

多管火箭炮发射是一个复杂的动力学过程,把它简化为由车体、回转机、起落部分和火箭弹组成的力学系统,采用多体动力学模型,在半约束期,系统简化为11个自由度,在全约束期,系统简化为9个自由度.运用速度矩阵法推导了火箭弹与火箭炮运动相耦合的动力学方程.提出了燃气射流冲击力在迎气面上的积分算法,为分析计算火箭弹离轨时刻的空间姿态和发射架振动提供了理论模型.     

读者之声

广东佛山读者杨雨来信问: 多管火箭炮是按怎样的顺序发射火箭弹的? 在讲多管火箭炮的发射顺序之前,让我们先谈一下发射火箭弹时火箭弹对火箭发射架的燃气流冲击作用力。火箭弹是一种靠其自身的     

固冲发动机转级试验点火控制系统设计

针对整体式固体火箭冲压发动机转级试验需求,设计了一套点火控制系统,用以模拟弹载控制系统功能。根据固冲发动机转级技术特点,明确了系统的功能和设计要求,对系统的工作原理、硬件结构和软件设计等内容做了详细描述。该系统充分考虑了不同转级方式和异常应急等情况,具备地面转级试验能力,为产品转级性能评定和可靠性验证提供了有效的试验平台。     

陆军多管火箭武器的发展与思考

论述了陆军多管火箭武器的发展进程,重点介绍其在第二次世界大战以来所走过的增大射程、提高射击密集度和实现制导化3个主要发展阶段。归纳总结了陆军多管火箭武器在发展过程中形成的多联装发射平台、弹体采用旋转体制、大长径比、短时大推力发动机和曲射弹道、静稳定设计等特点,分析上述特点对其制导化发展中带来的优势和挑战,提出陆军多管火管武器未来发展中应重点关注和解决的若干问题：旋转弹捷联惯性导航、动态稳定性理论、弹道规划与控制方法、大推力比长工作时间的先进动力、单线制发射控制技术等。     

大跨度抛索火箭发动机总体设计与计算

针对抛索火箭质量小、射程近的特点,重点对发动机的装药、喷管进行了设计,提出单根药柱和三根药柱两种装药参数设计方案。针对不同方案,采用四阶龙格．库塔法对发动机的内弹道进行了计算,通过冲量对比,选用装填三根药柱的设计方案。通过试验,对发动机的膛压、推力进行了测试。结果表明,数值计算结果与试验数据较为一致,发动机设计方案满足抛索火箭的技术指标要求。     

基于蒙特卡罗方法的固体火箭姿态控制系统设计

在固体火箭姿态控制系统设计过程中,为保证设计结果的可靠性,需要针对发动机性能、全箭质量及气动参数等进行拉偏仿真分析,各项偏差的大小及使用方法直接影响对固体火箭控制能力的需求。传统固体火箭姿态控制系统设计时,一般针对各项偏差进行极限拉偏组合仿真,导致设计结果较为保守。针对总体各项偏差量,建立概率模型,采用蒙特卡罗方法进行控制力分析。数学仿真结果表明,相比传统设计方法,在保证系统具有一定的可靠度情况下,大幅降低了对姿态控制系统的需求,优化了系统方案。     

捷联寻的技术在火箭制导与控制中的应用

文中基于捷联寻的制导技术在某火箭中的应用,根据该火箭制导系统的特点,提出了该制导火箭制导控制系统的一种具体设计,并首次在常规的捷联制导中引入了平衡攻角补偿和重力补偿,结合数字仿真结果,验证了制导火箭制导控制系统原理的可行性。     

基于有控方案的超声速火箭靶弹平飞弹道设计

考虑基于无控方案实现火箭靶弹平飞弹道存在诸多不利因素,提出了一种通过在原型弹上加装鸭舵和简易控制装置实现火箭靶弹平飞弹道的设计思路,并对总体方案进行了阐述。最后根据气动特性数据和弹体结构数据,仿真计算了靶弹在不同条件下的飞行弹道,并结合计算结果对供靶方案进行了分析。仿真结果表明:通过选择不同的发射角和控制舵偏角程序,能够使靶弹获得相对平直的飞行弹道。     

对火箭助飞鱼雷一体化设计的思考

火箭助飞鱼雷是鱼雷技术和火箭技术的有机结合，传统的设计是将鱼雷作为助推火箭的弹头。火箭和鱼雷各自具有独立的动力、控制和测试记录系统。本文提出了一种新的设计思想，即火箭助飞鱼雷的一体化设计。助飞火箭和鱼雷共用控制系统(操舵机构除外)和测试记录系统。按照空中飞行体和水下航行体各自的控制数学模型和测试记录要求，配制相应软件，达到优化设计的目的。     

基于GA-RBF 算法的FUZZY-RBF 交流伺服系统控制

针对某火箭破障武器交流伺服系统的不确定性和非线性等问题,设计基于GA-RBF算法的FUZZY-RBF神经网路控制方法.将GA算法和RBF神经网络结合起来作为系统辨识器用来优化FUZZY-RBF控制器的权值、节点和中心矢量等参数,并通过半实物仿真实验进行验证.半实物仿真结果表明:该控制策略能满足某火箭破障武器精度控制指标,保证其交流伺服系统控制的精度和稳定性,具有很强的自适应性和鲁棒性.     

火箭弹检测信息分析系统

针对利用出厂检测信息和部队历年检测信息得到火箭弹控制系统电性能变化规律存在的难题,提出基于PB/Matlab/SQL Server/Excel混合编程开发火箭弹检测信息分析系统。介绍系统总体功能、开发工具与技术、开发功能模块设计,重点对系统开发与实现的一些主要技术环节进行说明,并分析系统主要特点。应用结果表明:该系统界面友好,通用性、可操作性强,易于维护,能高效解决海量检测信息管理、分析和绘图等问题。     

基于头舵联动控制的主动段减载技术

为了有效降低火箭在主动段飞行期间的横向载荷,提出一种基于头部空气舵与发动机喷管联动控制的主动段减载设计技术。该技术已在某型火箭设计中成功应用,计算结果显示采用这种减载设计能使火箭主动段飞行的全箭最大弯矩降低30%以上。对于有头部空气舵的固体火箭而言,该技术具有成本低、方便实现的特点。