导弹点火系统安全性设计方法研究

从组成导弹点火系统的点火电路、安全保险装置、点火装置等各个环节,全面系统地介绍了安全性设计原则、内容以及采取的具体措施,为导弹点火系统的安全性设计工作提供了参考,提出安全性设计要从导弹系统角度进行全面规划和设计,以提高导弹在未来复杂战场环境条件下的安全性。     

导弹点火系统安全性设计方法研究北大核心

从组成导弹点火系统的点火电路、安全保险装置、点火装置等各个环节,全面系统地介绍了安全性设计原则、内容以及采取的具体措施,为导弹点火系统的安全性设计工作提供了参考,提出安全性设计要从导弹系统角度进行全面规划和设计,以提高导弹在未来复杂战场环境条件下的安全性。     

环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略

针对埋入式进气道在发动机点火时刻对导弹飞行攻角的严格限制,提出了攻角点火窗口的概念;以助推器在低温、常温和高温下的推力数据为基础,分别计算了导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻,并对时刻差异进行动力学分析;为消除环境温度变化对点火指令发出时机的影响,引入伪攻角信号,设计攻角控制律。半实物仿真结果表明,该控制方法能有效消除环境温度变化对导弹飞行攻角进入攻角点火窗口时刻的影响,且能够使导弹攻角在发动机点火过程中保持稳定,具有一定的工程实用价值。     

舰载导弹火工品点火电路安全技术研究

介绍了舰载导弹火工品点火电路的基本要求，针对舰载导弹火工品点火电路的特点，为保证舰载导弹火工品点火电路的可靠性、安全性、电磁兼容性，提出了舰载导弹火工品点火电路必须采取的安全措施，最后得出了结论性的意见。     

《军用火箭和导弹发动机点火系统设计的安全性准则》美军标准介绍

阐述确保弹药发射(推进)系统的点火系统安全设计的重要意义,以《引信设计的安全准则》为对比,简介MIL—STD—1901《军用火箭和导弹发动机点火系统设计的安全性准则》,并建议我国结合GJB 373《引信安全性设计准则》的修订,制定等效采用MIL—STD—1901的国军用标准《军用火箭和导弹发动机点火系统设计的安全性准则》。     

多燃气发生器多时序点火优化技术

对于基于燃气工质的传统冷弹发射装置,由于各型导弹质量、最大承受过载、出筒速度等技术指标要求不同,不同型号导弹很难实现弹射装置的通用化。基于多燃气发生器多时序点火思想,利用经典弹射内弹道理论建立通用弹射内弹道模型,设计弹射内弹道数值求解算法,给出考虑导弹最大过载和低压室推力效率的目标函数,提出多燃气发生器点火时序优化算法。仿真结果表明,优化后的多燃气发生器点火时序可以很好地满足弹射指标要求,并能有效提升导弹弹射效能。     

基于图像的近程防御报警系统研究与设计

针对大型跟踪系统在某些特定场合不适用的问题,设计了一种集视频采集、目标捕获、识别与跟踪、云台随动控制、无线电台通信、远端预警点火等多功能于一体的导弹近程防御预警点火系统.上位机采用双DSP处理器设计结构,应用波门和相关两种方式跟踪算法,以及三段式云台伺服控制方式确保了系统的跟踪适应能力.下位系统采用LPC936单片机系统完成远端通信和中断点火控制.经实验测试,系统达到预定指标.     

反向设计方法在防空导弹中的应用研究

对反向设计方法在防空导弹中的应用进行初步探讨。重点讨论了导弹总体、气动以及动力系统之间的关系。针对国外典型防空导弹,建立了反向设计模型,结合弹道仿真研究了国外典型防空导弹的战技指标、关键技术以及发展趋势。     

弹药传爆点火冗余设计技术应用

针对弹药或其他类子弹药在传爆及延期点火要求,设计了当子弹引信作用并输出爆轰波后,子弹实现快速传爆并按预定要求实现多级延期点火的一种火工装置,其结构采用了冗余设计方法,具有作用可靠性高、延期时间精度好及点传火性能稳定等优点,该装置属弹药火工品技术领域。本文还描述了此装置的结构设计及其作用原理,建立了工作过程的物理模型,并给出了试验结论。为类似子弹药传爆、延期功能方案设计及工程研制提供了一种有效的技术途径。     

姿控发动机点火逻辑研究

跟踪与分析国外先进防空导弹的姿控发动机控制技术,以美国PAC-3导弹为例,对姿控发动机组建立离散模型,然后采用一定的优化方法,对其点火方法作了研究,并提供仿真结果。     

旋转导弹的气动布局与旋转效应

本文在对导弹的各种气动布局进行综合分析的基础上,结合导弹气动布局的发展趋势与旋转导弹研制使用中的特点指出,鸭式布局的旋转导弹是一种很有竞争能力、生存能力的导弹,特别是对于中小型,低空、超低空,末端寻的导弹更有其独特的优越性。对旋转导弹气动布局设计,静、动稳定性设计,马格努斯效应的产生机理和影响因素,气动力试验中的难点和应考虑的问题等作了较全面的分析;提出了旋转效应对导弹气动特性的影响,马格努斯力和力矩随攻角和转速的变化规律,在旋转导弹设计计算中使用的一些方法和方法的应用范围,以及旋转导弹与非旋转导弹流场之间差异。指出在非旋转导弹设计计算中惯用的概念、术语应用于旋转导弹时,应根据旋转导弹的特性作相应的修改。     

SOPC技术在某型导弹故障检测上的应用研究

本文首先阐述了SOPC技术的特点及优势,针对现有某型导弹检测设备在实际应用中存在的不足,提出了SOPC技术在导弹故障检测上的应用前景。考虑到导弹故障检测系统在扩展性、适用范围、检测速度、操作复杂程度等方面的要求,借鉴SOPC技术在其他领域的成功经验,采用软硬件协同设计的方法,设计了导弹检测系统的系统结构,并介绍了该系统的功能及检测过程,用于实现对导弹性能参数的自动化测试和故障诊断。     

以用户为中心的防空导弹武器系统人机界面设计研究

防空导弹武器系统不断更新换代，复杂功能和简单操作需求的矛盾成为设计过程中普遍存在的问题。为优化防空导弹武器系统人机界面设计，运用人机交互学中以用户为中心的设计和评估理论，对防空导弹武器系统人机界面设计进行研究。将设计过程分为用户与需求分析、设计、评估与改进三个阶段，给出了每个阶段的工作思路以及工作重点。将方法应用于某型防空导弹武器系统人机界面设计，有效地规范了设计流程，提高了设计水平。     

防空导弹测试项目规划策略研究

在防空导弹全寿命周期中，为保证导弹的实时状态和性能可知，需要进行导弹测试。合理的测试项目设计是确保导弹测试过程可行、测试结果可信的基础。测试项目的规划与导弹测试性设计紧密相关，导弹类型、测试性设计思路均会影响测试项目的设计结果。通过对复合制导型防空导弹作战过程的分析，提出了一种基于作战任务需求的防空导弹测试项目规划策略，并对实际应用中的关联因素进行了分析。基于该规划策略形成的测试项目具有较好的测试覆盖性和可行性，满足导弹全寿命周期各阶段的测试需求。     

大型导弹发射装置风载荷响应分析

风载荷是导弹发射装置结构设计中的重要设计载荷,大型导弹由于长度较大、具有大长细比,因此其发射装置在起竖后受到风载荷的影响较大。分析了自然风的组成和特性,应用随机振动理论分别研究了平均风和脉动风对导弹发射装置起竖后的影响作用,建立数学模型并用Matlab软件模拟仿真了发射装置产生的位移响应,为该型导弹发射装置的设计提供了一定的理论依据。     

印度导弹及航天发射失败的原因及影响

7月9日,印度在东海岸奥里萨邦的惠勒岛首次试射了“烈火”-3中程弹道导弹。导弹起飞后上升至12千米处时,由于二级助推器点火失败,未能成功分离,致使导弹落入奥里萨海域,没有飞抵孟加拉湾尼科巴群岛上的既定目标。据英国广播公司和《印度时报》报道,印度这次试射的“烈火”-3导弹设计射程为3000千米,而实际飞行距离只有约1000千米。此后不到一天,印度的“地球同步轨道卫星运载火箭”发射“印度星”-4C通信卫星也遭致失败。在如此短时间内的两次发射失败暴露出印度在航天和导弹领域还存在一些问题,对其中远程(甚至洲际)弹道导弹的发展将带来…     

基于VR技术的舰空导弹火控训练系统设计

简要介绍虚拟现实技术的概念、特征及分类,阐述了舰空导弹火控训练系统具有的功能、设计思想及组成结构,着重论述了虚拟现实技术在舰空导弹火控训练系统中的技术应用。     

基于H_∞控制理论的防空导弹自动驾驶仪设计

针对防空导弹的飞行控制问题,提出了一种基于H_∞控制理论的导弹自动驾驶仪设计方法。该方法在设计过程中保留了通道间的全部耦合因素,从而提高了系统的稳定性,增强了系统的适应性和鲁棒性。给出了应用该方法的具体实现步骤,结合导弹飞行的全弹道典型特征参数,通过仿真实验说明了设计方法的有效性。     

数字化电动舵机测控系统设计

舵机作为导弹飞行控制系统的执行机构,接收飞行控制系统指令驱动空气舵偏转,调整导弹的飞行姿态和轨迹,实现对导弹的飞行控制。舵机的性能直接影响导弹的总体性能,影响导弹的飞行品质和制导精度。随着伺服系统的发展和数字化控制技术的应用,数字化电动舵机已在导弹研制中得到广泛应用。设计了一套基于DSP与FPGA的数字化电动舵机测控系统,从总体设计、电源设计、控制电路、驱动电路、测控软件等几方面介绍了测控系统的组成。该系统可以验证不同控制算法对电动舵机的控制效果以及实现对电动舵机的功能测试和性能分析。     

计算机辅助设计在BTT导弹自动驾驶仪设计中的应用

本文应用线性二次高斯设计方法和极点配置方法,提出的一种倾斜转弯自动驾驶仪设计方法‘在考虑导弹高滚动速率而产生的运动学耦合和惯性耦合的基础上,给出了协调转弯的设计方法,并为此方法的应用而专门设计了一套软件,完成了所需要的设计计算,利用增程的中程空-空导弹的动力学方程完成了整个设计。