子母弹子弹飞行稳定性研究

子母弹子弹弹道稳定性对于子弹引信解除保险和子弹终点毁伤意义重大。本文的目的是研究子母弹子弹开舱与抛撒环境，建立子弹弹道运动数学模型，分析子弹运动状态和影响子弹稳定性的主要因素，提出改善子弹飞行稳定性的技术措施，以提高子母弹子弹的作用可靠性。     

弹道导弹反拦截作战中子母弹抛撒方法研究

以弹道导弹突破“爱国者”反导弹为背景 ,研究了一种通过调整子母弹抛撒高度提高突防能力的方法。通过对所建子母弹飞行动力学模型的仿真 ,计算出子母弹不被拦截的最优抛撒高度 ,同时也计算了该抛撒高度下子弹抛撒圆的半径及其抛撒误差 ,为作战应用提供了理论基础     

重叠网格方法研究多子弹抛撒气动问题

子母弹抛撒气动问题是一类典型的有相对运动的多体气动问题,也是重叠网格方法最有价值的应用领域之一。采用MI-Grid重叠网格软件系统,耦合流动力学方程和动力学/运动学方程,研究子弹分离过程的气动性能和运动轨迹,并结合正交试验设计,讨论和评估了出舱条件及气动干扰对子弹分离运动的影响,指出子弹在抛撒流场中受激波干扰对姿态运动影响很大,单子弹抛撒时母弹激波扫射使子弹俯仰特性剧烈波动,多子弹抛撒时弹舱流动受子弹挤压反射激波使子弹姿态抬头。     

火箭子母弹抛撒过程测试

子弹撒布特性是火箭子母弹的一项重要技术指标,描述了火箭子母弹地面抛撒过程的测试方案和扩散过程的计算方法,给出了某火箭子母弹的测试结果。     

MEMS惯性测量组合在无人机飞行参数测量中的应用

介绍了在无人机飞行试验中应用MEMS微惯性测量组合来解算飞行姿态、速度位置等参数的某个实例.试验结果表明,由此系统所得到的数据及曲线能够很好地描述实际飞行过程.试验数据为进一步地相关分析提供了有利的依据.     

超音速子母弹时序抛撒分离干扰特性

为分析在时序抛撒方式下子母弹多体干扰流场特性及其对各舱段弹体气动特性的影响,基于流体控制方程与六自由度刚体运动方程,结合非结构动网格技术,分别对两种时序抛撒方式及后舱子弹单独抛撒方式下的子母弹三维非定常分离流场进行数值模拟,得到不同抛撒时序下的分离流场特性及其气动干扰特性,揭示各舱段子弹在不同分离阶段的气动干扰相互作用过程。研究结果表明:在时序抛撒分离过程中各弹体间激波不断地交错干扰,增加了流场结构的复杂性;前舱子弹的激波干扰使得后舱段子弹气动分离参数较低,分离效率较慢,尤其在短时序间隔下,后舱弹体受前舱子弹干扰较为严重,弹体的安全分离受到影响。     

子母弹再入段飞行干扰弹道仿真系统设计与实现

建立了分块的子母弹全弹道仿真流程,给出了影响子母弹子弹落点散布的三类再入段干扰因素,并提出了干扰因素的基本分析方法,最后对子母弹再入段飞行干扰弹道仿真系统的设计方案进行了总结。结果表明,该仿真系统可以弹道的不同阶段为入口进行不同导弹飞行段的弹道解算,通过设置不同的干扰因素,可进行多因素对子弹落点散布影响研究,为子母弹子弹落点散布规律的研究提供技术支撑。     

火药燃烧驱动子弹的数值分析

用LS DYNA非线性动力有限元程序对某型号子母弹战斗部模型火药燃烧驱动子弹的前期运动过程进行了数值分析,获得了波纹管材料和子弹壳体材料的应力应变历程曲线以及子弹抛撒的初速度等多个结果,这对于研究该型号战斗部作用机理和效应评估等都有重要意义。模拟计算的子弹抛撒初速度与试验值基本一致。     

末敏子母弹落点的近似模拟

攻击线目标的末敏子母弹是一种新型弹种 ,具有较高的射击效力。在分析末敏子母弹抛撒和运动特性的基础上 ,提出近似模拟末敏子弹落点的方法 ,分析过程简单、快速 ,结果具有一定的可信性 ,为近似分析末敏子母弹武器系统射击效力提供了参考工具     

子弹状态的遥感监测与存储回收

为记录子弹从预发射到落地过程的状态数据,设计了一种遥测与固态存储相结合的数据采集回收系统.该系统以FPGA芯片为逻辑控制中心,高速采集传感器等设备的输出数据,采集数据经编帧后分别进行固态存储和PCM码无线遥测存储,回收数据由上位机软件处理,还原子弹全程飞行状态.全套系统经地面测试各性能满足设计要求.软硬回收兼备的存储方式既提高了子弹在高过载等恶劣环境下数据回收的概率,也实现了子弹飞行状态的实时监测,提高了地面人员的反应速度.     

一种具有抑风性能的综合火力/飞行控制系统

提出了飞机中性稳定的直接力控制模态。将这一模态应用于综合火力/飞行控制中的空-空机炮攻击,着重研究了中型稳定模态的抗垂风性能。此模态的应用实现了航迹基本不变的机身瞄准直接力控制,提高了抗垂风能力,明显地改善了姿态跟踪精度,延长了交火时间,并最终减小了脱靶量。     

基于Matlab的影响子母弹抛撒精度的因素研究

本文通过对子弹运动方程及子母弹毁伤模型的研究,分析了影响子母弹抛撒精度的因素.基于实验数据,利用Matlab对不同影响因素下的抛撒精度进行了仿真与分析.结果表明:抛撒高度和抛撒药量是对抛撒精度影响较大的因素.     

基于LPC3250的小型无人机航姿系统的设计

航向和姿态是无人机飞行控制系统的重要参数,传感器系统是整个无人机飞行控制系统的核心。采用LPC3250ARM9处理器、MEMS传感器以及存储器设计无人机航姿系统,完成传感器的数据采集与处理,获得无人机的航姿信息,最后进行数据传输。将Linux操作系统嵌入到无人机航姿系统中,实现系统的实时任务调度和进程管理。结果显示,该系统达到了无人机航姿系统的小型化、低功耗、高精度的目标。     

稳像观察镜Z轴测量图像采集光学系统设计

提出一种明显改善稳像观察镜Z轴测量环境的新型检测装置,该装置将测试靶面及光学系统集成在一个平行光管内,减小了检测设备体积和调校环节, 提高了工作效率,对改进稳像观瞄系统参数的测量有一定的参考价值。     

三轴磁强计姿态确定

卫星的发展趋向于微小型化 ,研究小型化、廉价和中等精度的自主导航系统是非常必要的。利用三轴磁强计量测的地磁场矢量在仪表坐标系中的分量 ,通过卡尔曼滤波器可以确定低轨道卫星的姿态。根据卫星姿态动力学模型和地磁场模型可推导卫星姿态确定滤波模型 ,进一步提出低轨道卫星姿态确定的滤波算法。仿真算例结果表明 ,三轴磁强计定姿方案可以满足中等姿态精度要求 ,在低轨道卫星自主导航中具有良好的应用前景。     

某型MAV的自主导航算法及飞行试验*

针对某型固定翼MAV,在飞行姿态控制和高度控制已经比较完善、机载GPS精度受到制约并存在信号延时的状况下,对该MAV的导航算法进行了探讨。历经多次计算机仿真和飞行试验,根据PID控制原理,设计并完善了适合该MAV的导航算法,给出了基于此算法的飞行试验结果。试验结果表明,该算法满足MAV执行长距离飞行任务的要求。     

某型枪弹火药性能对内弹道性能影响试验研究

通过对某型枪弹 (如经过技术处理的正常弹、减量弹、加温弹、干燥弹及受潮弹 )初速和最大膛压的测定 ,得出火药的药量、初温及挥发份对内弹道性能 (如膛压、初速 )有较大影响 ,因此 ,必须严格控制弹药的储存条件及装药量。     

重力扰动对SINS水平姿态的影响

为研究动基座下捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System, SINS)水平姿态误差角与水平重力扰动间的关系,推导了南北方向、东西方向匀速直线运动时,SINS纯惯性解算的水平姿态误差与水平重力扰动间的传递函数,并分析了传递函数的零极点分布;推导了组合导航模式下,水平姿态误差角与水平重力扰动间的传递函数;通过仿真分析了纯惯性解算和组合导航模式下传递函数的幅频特性。组合导航相对于纯惯性解算模式,截止频率更大,SINS姿态误差角受更多高频重力扰动信号的影响,因此,组合导航模式需要更高分辨率的重力扰动数据来进行重力扰动补偿。此外,在对高精度SINS进行重力扰动补偿时,对于重力扰动分辨率的需求是有限度的,过于精细的重力扰动数据只会带来测量和存储压力,不能提高SINS的姿态精度。     

可变落点的再入机动飞行器姿控系统设计

基于选择的姿态反馈控制系统结构,从姿控系统稳定性能提高的角度,设计了控制系统反馈参数,以适应可变落点引起的飞行器参数变化。通过机动飞行器的六自由度飞行弹道仿真,表明所设计的姿态反馈控制系统控制效果较好,可适应预定区域内的飞行落点变化要求。