单片机在航箭发控系统通用检测仪中的应用

目前航空火箭武器仍是歼击机上主要对地攻击武器之一.但现有的航箭发控系统检测仪既不具有通用性,又不能测试航箭发射脉冲参数.为此,利用单片机技术设计了航箭发控系统通用检测仪.介绍了检测仪的设计方法,给出了较为详细的硬件组成和软件流程.该仪器现已装备部队,经使用证明,该检测仪操作简单、显示直观、清晰、记录准确、通用性强、满足设计.     

导弹故障诊断与预测系统的设计

导弹的故障诊断与预测是近年来军事领域研究的热点之一。未来高技术条件下的战场环境对故障诊断与预测技术提出了更高要求,同时也提供了更为广阔的发展前景和机遇。鉴于此,文章结合导弹测试信息的不确定性特点,根据需求分析划分了测试信息管理、故障诊断、故障预测、历史信息查询和系统管理5个功能模块,并且规划了各个模块的工作流程和具体实现算法,设计了一个导弹故障诊断与预测系统,可以为导弹有效的维护保障提供依据和指导,提升了综合作战能力,满足了作战需求。     

边界扫描技术在板级可测性设计中的应用

阐述了JTAG技术的基本原理,从设计方法、优化策略及实现技术等方面,对基于JTAG的PCB可测性设计进行了研究,给出了具体的实现方法,并实现了导弹通用测试系统中数据采集电路板的可测性设计。     

DIMA系统软件集成技术研究

本文针对分布式综合模块化系统中核心计算平台模块设计通用化、安装可替换以及功能可重构等要 求,研究系统软件集成技术和方法,提出了DIMA 系统中通用处理模块可互换性及功能可重构的解决方案,解 决了系统中通用处理模块资源有效利用和管理简易化的问题。     

某舰载多通道发射控制系统研究

对导弹的加电发射控制是一个可靠性、安全性和测试性要求极高的技术，而某舰载导弹武器系统中，对发控系统提出了更高的要求，它要求能够实现多通道多枚导弹的同时加电以及发射。     

建模与仿真VV＆A辅助软件设计与实现

设计开发了MSVAS（建模与仿真VV＆A（校核、验证和确认）辅助软件）,提高导弹动力学仿真系统VV＆A自动化程度。过程管理模块通过工程配置文件设计,提供VV＆A流程的图形化设计与管理、任务安排等功能,指导VV＆A工作顺利进行;评估分析模块提供方法库,为各类具体评估工作提供技术方法支持;模型测试模块提供各种试验设计方法,目的是为充分测试评估模型的可信性设计各类测试实例;资源管理模块对导弹动力学系统VV＆A所涉及到的数据、模型和文档等资源进行了合理、有效的管理。MSVAS能为导弹动力学仿真系统VV＆A提供过程管理、技术等支持,提高了VV＆A工作效率,并减轻工作者的负担。     

导弹总体设计方案的快速生成方法

研究导弹总体设计方案快速化的问题。由于导弹设计是一个多系统、多任务的复杂总体任务,难以有效提高导弹设计的效率。为了提高导弹总体设计的效率,提出一种基于库封装的方法对各学科计算模型进行集成。导弹设计中包含大量基础算法,通过将总体设计流程和各学科进行合理拆分,将通用的算法进行剥离封装,可有效地实现导弹设计的通用化和快速化。将各学科计算模型集成到总体设计平台下进行仿真,结果表明,合理的对学科模型进行拆分封装对实现导弹的高效化和通用化具有重要意义。     

一种导弹通用武控系统OA模型

提出了一种导弹通用武控系统OA模型,能够满足导弹武控系统的通用化需求.从硬件、软件和协议3个方面对所提出的模型进行了描述和分析.通过构建试验验证系统,验证了所提出的导弹通用武控系统OA模型中关键技术的可行性.     

基于OpenGL的虚拟座舱显控系统快速设计与实现

以当前飞机座舱显控系统为背景,介绍座舱显控系统的组成和功能。以国内外通用的座舱显控系统为参考对象,使用VC++开发平台,应用OpenGL专业图形开发库,结合快速原型开发思想,设计并实现了一套完整的虚拟座舱显控系统。该虚拟座舱显控系统实现了数据显示、按键控制等功能。该系统能用来座舱显控系统的论证、开发和功能测试,还为飞行员的演示和培训提供了一种简单、快速、经济的选择。     

反舰导弹红外视景仿真

随着反舰导弹武器系统的快速发展,舰船反导拦截系统迫切需要对其进行追踪与防御。而作为近程防御探测设备,红外探测器需要为拦截系统提供目标指示。研究了反舰导弹的红外视景仿真,使用Creator软件完成对导弹弹体的几何建模;使用Vega Prime软件完成视景配置;通过C++语言应用程序接口API调用ACF文件完成红外图像的生成;构建了导弹飞行驱动模块、尾焰模块、红外图像生成模块和气象仿真模块,并生成了典型导弹攻击航路的红外图像序列,为目标指示、识别和跟踪提供了仿真技术思路,在红外视景仿真开发实现上具有一定实用性。     

导弹贮发箱便携式自动补气设备设计

利用无热再生吸附式空气干燥压缩技术设计整体气路,采用多通道传感器采样技术实现实时检测与控制,选用C8051F310混合信号处理器作为主控制器完成设备的整体控制,设计了一种便携式自动补气设备,满足了随舰保障和库房存储等情况下导弹储发箱的补气要求。     

运载火箭动力冗余技术

概述了前苏联N-1火箭,美国土星系列,航天飞机以及法尔肯9运载火箭动力冗余应用情况,重点介绍了N-1火箭四次发射失利以及最终的事故原因,从现役运载火箭可靠性评估结果、运载火箭飞行故障统计结果和运载火箭动力冗余和非冗余可靠性的关系三个方面论证了动力冗余的必要性;提出了变推力方式和发动机贮备方式两种动力冗余方式,并分析了它们对运载火箭整体性能以及各系统的影响,最后梳理出实现动力冗余需要重点解决的关键技术。     

运载火箭铝合金贮箱全搅拌摩擦焊接工艺及应用

搅拌摩擦焊技术具有焊接缺陷少、焊接变形小、接头性能高等优点,是运载火箭铝合金贮箱制造的发展趋势。本文分析了我国运载火箭贮箱的结构组成和主焊缝结构特点,系统梳理并研究了实现贮箱主焊缝全搅拌摩擦焊接制造所需要的关键技术,包括常规搅拌摩擦焊技术、可回抽搅拌摩擦焊技术、超声相控阵检测技术及补焊技术。研究成果已经逐步实现了在运载火箭贮箱筒段纵缝、箱底主焊缝、贮箱总装环缝上的工程化应用。     

运载火箭数据总线技术发展概述

随着航天技术的迅猛发展,运载火箭1Mb／s的数据传输带宽已无法满足越来越大量的信息数据传输应用需求,发展高速数据总线势在必行。为适应新型运载火箭数据传输需要,通过对现今国内外航空、航天器应用的数据总线进行研究,对各类数据总线的性能和特点进行对比分析,并依据运载火箭控制系统的功能、性能要求,初步认为光纤通道总线是下一代运载火箭数据总线的首选,提出今后运载火箭应用光纤通道总线尚需开展的主要工作。     

可重复使用飞行器导航制导控制技术展望

针对当前可重复使用飞行器的发展现状,总结了其特点、优势和发展趋势.通过飞行任务,分析了可重复使用飞行器所面临的复杂环境特性和飞行控制特性.从飞行控制角度出发,概括了可重复使用飞行器导航制导控制所面临的技术挑战,包括高精度导航技术、多约束航迹优化技术、再入段和能量管理段的制导技术以及强耦合强不确定强鲁棒姿态控制技术等.最后,针对技术挑战,对可重复使用飞行器导航制导控制技术提出了若干建议.     

虚拟样机技术在载人航天发射场中的应用

虚拟样机技术是航天发射场信息化建设、综合维修保障能力提升的重要途径和方法。介绍了载人航天发射场脐带塔等关键设备三维可视化建模、基于有限元法的回转平台结构静动特性分析、电缆摆杆等发射场复杂电气控制设备虚拟仿真与训练系统、脐带塔封闭区温度场建模与评估等虚拟样机技术在发射场4个方面的典型应用情况,系统总结了虚拟样机技术在发射场应用的特点、作用和规律。同时,对虚拟样机技术在未来发射场中的应用作了展望分析。     

箭载SINS快速自对准技术

为适应运载火箭快速发射需求，捷联惯导系统采用自对准技术逐渐取代了复杂的光学瞄准系统。针对初始对准中Kalman滤波器收敛缓慢的问题，提出了基于低通滤波的运载火箭快速自对准方法。该方法基于凝固惯性系自对准算法，采用移动窗双矢量构造方案，实现了自对准实时解算。通过在凝固惯性系间姿态转换矩阵后端引入低通滤波器，降低杆臂效应引起的有害加速度影响，保证自对准精度。该方法不需要进行复杂的Kalman滤波运算，能够快速收敛，工程实现简单。数字仿真和试验数据表明，采用基于低通滤波的凝固惯性系自对准方法可以达到Kalman滤波对准同等级精度的同时缩短对准时间到5min以内，验证了该方法的有效性。     

考虑控制系统故障的重复使用运载器轨迹优化

传统的重复使用运载器的制导系统与控制系统的设计是分开进行的。当运载器出现故障时,需要进行轨迹和控制的重构,故障下气动特性和配平能力的变化使得重构后的制导系统与控制系统难以良好匹配。考虑到控制系统对轨迹设计和优化的影响,通过将三自由度轨迹优化与多舵面控制分配结合,提出一种考虑控制舵面气动力和故障的重复使用运载器轨迹优化方法。仿真结果表明,多舵面控制分配算法可以将运载器故障下的配平能力转化为轨迹优化的约束条件,从而避免了传统三自由度轨迹优化方法结果无法被控制系统跟踪的可能性,并为制导与控制一体化设计提供参考依据。     

地空导弹行进间稳定发射平台技术研究

通过对地空导弹行进间稳定发射平台进行技术研究,重点解决行进间发射平台的姿态测量精度和动态水平稳定控制等技术难题,为行进间发射导弹提供稳定的发射平台.     

小型固体运载火箭六自由度弹道仿真

针对控制系统采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展六自由度弹道仿真研究。给出侧喷流发动机安装模型和推力模型以及开关机控制规律,阐明气动力和气动力矩计算方法;并建立了固体发动机推力模型,以及完整的六自由度弹道动力学和运动学模型。仿真结果表明:建立的六自由度弹道仿真模型能正确反映运载火箭飞行特性;研究的固体运载火箭满足将300kg有效载荷送入200km太阳同步轨道的运载能力要求;姿态控制系统满足运载火箭姿态控制精度要求;侧喷流推进剂质量分配合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据。