某型火箭弹对巡航导弹毁伤概率仿真分析

通过对巡航导弹目标特性分析,论述了目标易损性和毁伤机理(包括破片战斗部对目标的击穿概率模型)。利用破片初速及存速计算模型,分析了战斗部爆破后破片速度衰减规律,并做了模拟仿真,为火箭弹战斗部设计及毁伤效能评估提供了理论依据。最后根据射弹散布规律及毁伤原理建立了毁伤模型,并以某型火箭弹为例,对毁伤概率模型进行了仿真分析。仿真结果表明:该方法为火箭弹战斗部设计和提高对巡航导弹毁伤概率提供了参考。     

低温推进剂供应管道系统充填过程的动力学模型

研究了低温推进剂液体火箭发动机供应管道系统充填过程的建模问题。低温推进剂的充填相变过程采用均相模型,对推进剂充填管道系统进行有限元分割,应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元,两相单元采用等效流容方程,建立了低温推进剂管道充填过程的有限元状态变量模型。充填的容腔视为两相单元,建立了其动力学模型。利用本文的模型,对液氢、液氧推进剂的管道充填过程进行了仿真计算,给出了有关计算结果。     

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。     

液体火箭发动机涡轮泵健康监控系统

为了提高液体火箭发动机涡轮泵的安全性,降低其故障带来的破坏性,设计了某型液体火箭发动机涡轮泵健康监控系统(TP HMS),工程实现了TP HMS的测试硬件子系统、实时故障检测子系统、试车后数据分析子系统和实时数据库支持子系统等,讨论和分析了TP HMS的功能和执行流程,然后利用历史试车数据与转子试验平台数据对TP HMS中的多特征参量自适应阈值综合决策算法(MATA)进行了离线和实时在线验证;利用自适应时频谱对测试数据作进一步的分析。结果表明,MATA没有发生误检测情况,并具有实时故障检测的能力;自适应时频谱能有效抑制时频交叉项的干扰,准确给出故障信号的时间和频率信息。因此,TP HMS适合于液体火箭发动机涡轮泵健康状态监控。     

远程火箭弹滑翔增程技术研究

基于火箭弹滑翔增程技术中采用的控制导弹法向过载和保持升阻比最优的2种滑翔控制方案,建立了滑翔弹道模型,分析了2种不同控制方案的约束条件,并进行了全弹道仿真,计算了不同下滑点对弹道增程的影响,为增程弹道控制方案的选择提供了依据.     

液体火箭发动机无失效条件下的可靠性分析方法

针对液体火箭发动机热试车过程中可能出现的无失效情况,在对寿命分布进行分析的基础上,利用配分布曲线-最小二乘法,采用经典估计和Bayes估计作为先验分布,对液体火箭发动机无失效条件下的可靠性进行了评估,并对评估结果进行了分析。计算结果表明,采用最小二乘法结合Bayes估计,可以较好评估液体火箭发动机在无失效条件下的可靠性。     

固体发动机尾部点火性能影响因素分析

采用准一维非定常数值模型,对某小型固体发动机尾部点火瞬态过程进行性能预示;以预示结果为基础,对尾部点火性能主要影响因素进行了参数研究.研究结果可为尾部点火器和喷管堵盖的点火匹配性设计提供有益指导.     

液体火箭发动机基于神经网络的实时故障检测算法实现

以某大型液体火箭发动机为研究对象,针对其启动和稳态工作过程,利用Matlab和Lab Windows/CVI等编程工具,基于神经网络技术,开发实现了其地面试车过程实时故障检测的BP(Back Propagation)和RBF(Radial Basis Function)算法。多次试车数据离线检验和实时在线考核结果均表明该方法能够及时、有效地检测出发动机工作过程中的故障,没有出现误报警和漏报警,并能够很好地满足现场试车的实时性和鲁棒性等要求。     

材料性能对固体发动机结构完整性的影响

基于描述粘弹性材料特性的Burgers模型的本构关系以及基于该本构关系下的有限元方法 ,根据温度载荷和内压载荷的特点 ,分别建立了分析某固体发动机材料性能参数对结构完整性影响的有限元模型。应用MSC/NAS TRAN结构分析软件 ,详细分析了在温度和内压载荷作用下固体发动机材料性能参数对结构完整性的影响。在温度载荷的作用下 ,主要影响结构完整性的是推进剂的泊松比与热膨胀系数 ;在内压载荷作用下 ,主要影响结构完整性的是包覆层和推进剂的泊松比以及推进剂的初始模量。所得的结论可为固体发动机的生产设计提供参考     

火药脉冲助推器控制在舰载火箭弹中的应用

建立了采用火药脉冲助推器控制的简易制导火箭弹的弹道模型 ,进行了数字仿真 .理论研究和数字仿真结果表明 ,采用火药脉冲助推器控制可以有效地提高火箭弹的命中精度 ,它对实际弹道修正的效果与其冲量大小、数目、作用起始时刻、作用方位角、作用时间间隔等因素有关