探空火箭风场补偿及等效弹道风转化

介绍一种以计算机变步长迭代搜索替代以往的查表算法来获得风场中火箭补偿参数的方法 ,避免了采用近似理论造成的误差 ,以及复杂的造表过程 ,提高实际工程中的处理速度与自动化程度 ,而且精度比原风权法要高。此外 ,本文还提出一种新的弹道风生成方法。在等效程度上 ,比风权法要高     

探空火箭图像采集与压缩系统的研究与实现

针对探空火箭的应用要求,研究并实现了一种多路实时图像采集和压缩系统,介绍了系统实现的方案以及采用的两种关键技术。系统采用了基于ARM和FPGA的嵌入式系统架构,以专用的压缩芯片作为图像处理单元,通过采用提高摄像头分时复用的可靠性和优化压缩比控制方案两条技术途径,解决了图像低功耗、实时压缩等问题。系统电路结构精简,集成度高,灵活性强。实际测试表明:系统性能可靠,具有轻小型、低成本、低功耗等特点,在空间环境垂直探测实验中,系统拍摄到火箭箭头与发动机分离、电场探测伸杆展开等重要画面,使用边缘强度评价法对所得图像进行质量评价,图像清晰度满足科学研究与工程应用的需要。     

The evolution of Hezbollah's strategy and military performance, 1982–2006

This article fills a gap in the research on Hezbollah by evaluating their military performance from their formation in 1982 and up till the 2006 Israel–Hezbollah war. This study tests the theses that Hezbollah had developed a very strong tactical proficiency in the late 1990s and that there are more similarities in their strategy and tactics during the 2006 war and the 1982–2000 insurgency in Southern Lebanon than previously assumed. Another central theme of this article is how Hezbollah has been constantly adapting and evolving for the duration of its existence.     

气象探空火箭气温测量不确定度评估方法

在气象火箭测温修正模型基础上,通过误差分析理论,对温度修正及其不确定度评估方法进行研究。根据火箭探空仪在空中下落过程中大气密度变化规律,建立温度修正数学模型,推导得到温度修正公式。根据误差理论,分析影响温度修正的八项误差因素,并逐项给出温度修正误差表达式。以气象火箭实测数据为例,运用上述公式,对探空火箭温度反演不确定度进行分析计算。结果表明:温度反演不确定度在50~60 km较大,最大为3.6 K;40~50 km不确定度为0.3~0.9 K;40 km以下,不大于0.3 K。影响温度不确定度的因素主要是气动加热修正项、滞后效应修正项、结构热传导修正项和传感器对环境热辐射修正项。数据处理时采用参考大气或标准大气仅进行一次修正是不够的,需进行迭代修正,单次修正结果与迭代修正结果差异最大可达5.6 K。     

织女三号探空火箭研制的几个技术问题分析

织女三号控空火箭是用于空间科学探测的重要工具。由于其用量少,携带昂贵的科学仪器设备,因此既要可靠性高,又要性能先进,经济性好。在技术设计中如何正确处理好可靠性、先进性和经济性的关系是至关重要的。本文分析研究了总体设计中应当如何处理诸如级数选择、最优推力程序,结构可靠性设计和试验评估等技术问题,使火箭总体可靠性、先进性和经济性达到较好的统一。     

防暴火箭弹发射器虚拟样机建模及仿真分析

以某型防暴火箭弹发射器为研究对象,应用CAD建模软件和动力学仿真软件建立了虚拟样机模型。对其单射和齐射两种状态时的发射装置进行了仿真,将振动仿真结果试验数据进行了比较,二者十分吻合。验证了将虚拟样机技术引入防暴武器研究领域的可行性,为进一步仿真研究和试验奠定了基础。     

寻求探空火箭最佳推力策略的一种直接优化方法

本文运用贝尔曼动态规划方法寻求探空火箭最佳推力策略,建立了解本文问题的“局部最优性”递推方程,采用区域性限制系数和非节点处的“单点插值”方案,大幅度提高了运算速度和精度,计算过程更趋稳定,使给定起飞质量的探空火箭在寻优计算中获得较之于间接方法更大的目标效益。同时,在微机IBMPC/XT上编制了计算程序,为探空火箭初步设计和方案论证提供了具有较高置信水平的理论依据。     

基于反馈解耦法的旋转火箭弹自适应控制系统设计

火箭弹弹体的旋转将引起俯仰和偏航通道的强耦合,而且在飞行过程中,导弹的动力学参数在不断变化。这些因素加大了旋转火箭弹的控制系统设计难度。采用反馈方法实现了俯仰、偏航两通道的动态解耦,并利用模型参考自适应控制方法完成了两通道的控制系统设计。研究发现,所提方法很好地克服了耦合因素对控制系统的影响,提高了控制系统对动力学参数变化和外界干扰的鲁棒性,满足旋转火箭弹飞行控制系统设计要求。     

利用全球探空站背景场资料分析不同掩星数据偏差特性

为验证不同掩星数据反演湿温廓线的精度,需量化分析其误差特性。采用分段线性插值法,以时间窗1 h、水平距离100 km为匹配准则,对0.2~30 km各插值高度层温度的平均偏差和标准差进行统计分析,旨在探究不同掩星数据偏差特性。通过采用2018—2019年期间的全球探空站背景场资料完整数据,评估中国区域不同掩星数据偏差。结果表明:与全球探空站背景场资料相比,各类掩星数据绝对负偏差小于0.4 K,整体均值偏差在-0.5～0.5 K间变化,故二者探测精度相当。通过显著性检验分析发现,折射率相对偏差很小,结合统计量F=0.985 7>0.05可知,不同掩星计划探测精度无显著性差异。     

雷诺数随高度的变化对远程弹箭射程的影响

研究了雷诺数在0 km～80 km高度范围内随高度的变化,计算分析了由于雷诺数随高度的变化而引起的阻力系数的变化,然后,以某型远程火箭为对象对弹道进行了对比计算.计算结果表明,雷诺数随着高度的增加下降明显,阻力系数随着高度的增加而变大,雷诺数随高度的变化对射程的影响较大.研究结果说明,对于远射程大弹道高的弹箭飞行,雷诺数随高度的变化不容忽视.