弹射发射反坦克导弹发射动力学分析

通过理论分析和测试，建立了包括导弹，发射筒和发射支架的弹射反坦克导弹发射动力学分析随机模型，设计了分析计算程序，用于分析计算发射过程红外光轴振动，导弹的初始扰动和无控飞行段的散布，预估导弹射入可控域的概率和发射支架的稳定性。该模型和计算程序适用于多种发射方式和制导方式的反坦克导弹发射动力学分析。     

多管火箭发射系统及其发射的导弹

多管火箭发射系统及其发射的导弹７０年代中期西方国家出于对冷战形势的分析结果，提出多管火箭发射系统（ＭＬＲＳ）或称中程火箭发射系统（ＭＡＲＳ）项目。１９７９年美国与德英法三国就ＭＬＲＳ项目签署了谅解备忘录，１９８２年意大利也参加了这一项目。ＭＬＲＳ研制...     

火箭与导弹的牵制释放发射技术

牵制释放发射方式在国外己普遍应用于导弹和火箭发射。牵制释放发射技术已经历两个发展阶段。非自燃燃料发动机、多机捆绑运载火箭、载人飞行等安全、可靠性要求较高的发射任务是应用牵制释放技术的共同特点。初步分析和总结了牵制释放装置的主要设计要求和性能指标。     

尾翼式火箭的被动控制发射动力学方程

在建立尾翼式火箭被动控制器力学模型的基础上，导出了分析被动控制器发射过程的动力学方程，并对某火箭被动控制器进行了计算。计算结果表明，对这种尾翼式火箭弹，当被动控制器的支承点位于定向管重心处，定向管固有频率为5Hz，且火箭弹出管转角为0.567π弧度时，能减小推力偏心引起的弹道偏差80%左右。     

火箭发射动力学仿真不同理论方法的对比研究

介绍了牛顿－欧拉法及第一类拉格朗日方程法在火箭武器系统发射动力学仿真方面的应用，并对两种方法的仿真结果进行了对比分析。     

箱装导弹发射动力学分析与测试研究

为保障导弹发射安全,研究某导弹贮运发射箱设计可行性及发射过程中箱弹动力学特性.基于多体动力学理论,建立了发射系统动力学仿真分析模型,并利用Fluent软件建立了贮运发射箱流场分析模型.仿真分析结果表明:贮运发射箱与导弹适配性较好,能够满足导弹发射安全性要求.飞行试验测试结果验证了设计方案及仿真分析结果的有效性.     

车载导弹行进间发射动力学仿真分析

利用数值模拟手段分析车载导弹行进间发射的动力学特性以及可行性。基于路面功率谱密度函数和随机数理论,创建了两侧不对称的三维随机土石路况模型;基于虚拟样机技术、有限元方法建立了战车系统行驶与发射一体化动力学模型;对不同车速和不同等级路面的行进间发射进行了动力学仿真。得到了战车及装置的动态响应情况、导弹的过载及运动特性和车速及路况对发射的影响规律。结果表明,行进间发射对车速和路面等级有一定限制。     

车载防空导弹行进间发射过程动力学数值分析

利用自回归（AR）模型对不同等级随机路面进行数值模拟,建立了车载防空导弹的行进和发射一体化多柔体动力学模型。根据行驶动力学仿真结果,确定了最恶劣发射时刻。结合分析结果完成了行进间发射动力学仿真,获得了导弹姿态参数。分析了路面和车速对防空导弹行进间发射精度的影响。利用自回归（AR）模型对不同等级随机路面进行数值模拟,建立了车载防空导弹的行进和发射一体化多柔体动力学模型。根据行驶动力学仿真结果,确定了最恶劣发射时刻。结合分析结果完成了行进间发射动力学仿真,获得了导弹姿态参数。分析了路面和车速对防空导弹行进间发射精度的影响。研究结果表明,B级路面上3种车速均能安全发射,C级路面上车速受限于25 km/h.     

火箭拖拽布撒网系统建模与动力学分析

布撒网系统利用火箭拖拽将网体布设至目标区域、完成雷区清障任务,研究其展开动力学过程,对系统设计有着重要的理论指导意义。基于刚体动力学及多体系统动力学中的集中质量方法,分别建立了火箭及柔性布撒网块的三维动力学模型,给出了系统动力学方程。利用4阶 Runge-Kutta法解算系统动力学方程,通过数值模拟计算分析了布撒网飞行布设准确性的影响参数。通过集中质量模型与多刚体模型对比,分析二者仿真结果中的火箭弹道、质心速度和俯仰角等关键动力学参数,研究了火箭拖拽布撒网系统的基本飞行动力学特性,得出集中质量模型的准确性更高。根据工程实际研制出火箭拖拽布撒网系统的试验样机,并完成了样机的场地飞行试验。结果表明：数值计算与试验结果吻合良好,系统布设到位率达到90%以上。     

2枚火箭同时发射时火箭炮动态特性分析

针对某轮式多管火箭炮,采用动力学仿真的方法对2枚火箭同时发射时火箭炮动态特性进行了研究,得到了基于燃气射流分析、发射动力学仿真和火箭初始扰动计算的火箭炮动态特性数据,结果表明2枚火箭同时发射能保证该火箭炮的安全性,有利于提高火箭射击密集度,为火箭炮2枚火箭同时对称发射提供了理论依据.     

大型导弹自排导热发射燃气流场研究

对大型导弹自排导热发射全过程的燃气流场进行了详细的仿真分析,揭示了发射过程的燃气流场规律,给出了发射过程导弹所受燃气温度和压力冲击的规律、时间及强度,仿真结果与试验结果吻合较好。研究表明,通过合理设计,大型导弹自排导热发射燃气流可通畅、顺利排导,作用在导弹的温、压载荷较小,时间较短,为大型导弹自排导热发射方式的可行性提供了研究依据。     

发射舰机动对舰载导弹离轨参数的影响研究

考虑发射舰的行进速度和摇摆运动对舰载导弹离轨参数的影响,对舰载导弹发射运动进行了仿真,求出了对导弹自控段终点散布有重要影响的导弹滑离参数,得出了发射舰运动对导弹发射时初始状态的影响规律.最后分析了发射舰机动对舰载导弹飞行弹道的影响.     

旋转弹(箭)控制系统建模与仿真研究

为配合武器系统的研制过程，采用层次建模与仿真方法，对旋转弹（箭）控制系统进行分析与设计，对弹体与控制系统各部件建立层次化，系列化模型，建立面向层次化，系列化模型的控制系统全数学仿真平台，进行控制系统半实物仿真方案设计，及半实物仿真软件设计。     

弹箭气动力计算软件管理系统开发

针对反坦克导弹、低阻远程榴弹、杆式头部破甲弹、大长细比尾翼火箭弹、地空导弹、普通榴弹、脱壳穿甲弹、航空炸弹、空地导弹、超远程滑翔炮弹、航空布撒器等11个弹种研制和开发了一套工程实用、操作简便、界面友好的弹箭空气动力计算软件管理系统。文中介绍了该系统的控制系统、前置处理系统、后置处理系统和数据库系统所采用的主要技术和所实现的重要功能。     

舰载导弹发射环境效应对导弹任务完成性影响的研究

分析了导弹的任务剖面中发射环节对导弹任务完成性的影响.研究了舰载导弹发射时产生的各种环境效应对导弹可靠飞行的影响.以某型舰-舰导弹为例,用环境效应失效因子分析法建立了导弹在发射环境效应作用下的失效预测模型,指出了影响该型导弹可靠发射的失效因子和失效薄弱环节,提出了提高导弹任务完成性的具体建议.     

弹管间隙对火箭炮初始挠动影响的仿真分析

弹管间隙是影响火箭炮初始扰动的重要因素之一。依据某多管火箭炮的实际结构,建立了发射动力学模型。应用动力学显式有限元理论对模型进行了仿真计算,获得了不同弹管间隙条件下影响火箭炮初始挠动的相关参数。通过结果的对比分析,得到了火箭炮初始挠动随着弹管间隙变化的趋势,为火箭炮结构优化提供参考和借鉴。     

一种地地导弹变射面飞行程序设计方法

传统地地弹道导弹一般只进行俯仰飞行程序设计,所采用的设计模型与方法不能适应变射面飞行程序的设计。针对此问题,在射面转移变换规划的基础上,提出了一种地地导弹变射面飞行程序设计方法,在假设地球为圆球的情况下,建立射面变换飞行程序优化模型,采用hp-RPM伪谱法进行优化设计; 对优化出的离散俯仰/偏航飞行程序数据进行多项式拟合平滑,并建立地球扁率影响修正模型进行修正,最终确定了射面变换俯仰/偏航飞行程序。仿真计算结果表明,优化出的变射面飞行程序有效、可行,证明了设计方法的正确性。     

舵机传动机构动力学建模与分析

针对舵机系统试验模态值偏低及一致性较差的问题,运用有限元与多刚体系统动力学方法,建立舵机传动机构集中质量-弹簧多刚体动力学模型,研究系统模态、动力学响应等主要动力学特性,发现了对动力学特性影响突出的薄弱设计环节,加以改进,满足了实际工程需要。     

导弹可用度模型分析

根据导弹在技术阵地状态、待机阵地状态和发射阵地状态的特点,建立了导弹在这些状态下的一种可用度模型,给出了可用度的计算公式,并通过一些数值例子给予了说明.