武器外挂模拟器的设计及实现

分析了武器外挂模拟器在航电试验中的必要性;利用工业计算机、接口卡和软件设计技术实现不同类型及数量的导弹、炸弹、火箭弹、航炮等武器接口及发控逻辑的模拟,为外挂武器系统软件投放控制试验提供了一种试验手段.     

某型直升机70mm火箭弹留膛故障分析及排除

航空火箭武器在实战训练时经常出现火箭弹留膛的现象,本文以70mm火箭弹留膛故障为例,对其发射工作流程进行分析,结合故障现象找出故障原因和快速排除方法并提出日常维护使用建议.     

面-面火箭弹增程与突防研究

阐述了面-火箭弹增程及突防设计原理,建立了导弹弹道仿真模型.通过飞行数值仿真比较了常规火箭弹和滑翔增程导弹的弹道特性,验证了面一面火箭弹通过滑翔增程的可行性.重点研究了滑翔增程弹分导式多弹头突防的可行性及分弹头弹道特性,并分析了该突防方案的突防概率,对今后面-面战术导弹研究有着重要的意义.     

单兵火箭弹简易制导控制方法研究

为降低单兵制导火箭弹的成本,同时确保其具有较远的作用距离和较高的命中精度,针对静止目标,设计了单兵火箭弹简易制导控制律.首先,将飞行弹道进行分段设计,以瞄准线作为基准弹道,采用虚拟目标导引法实现对基准弹道的跟踪;然后,进行STr控制器的设计,基于典型设计点处控制器的参数插值,得到实时飞行过程中的控制器参数,确保火箭弹在整个飞行过程中具有较高的控制精度;最后,进行了仿真计算,通过仿真结果分析可知,所设计的制导控制系统具有较高的鲁棒性.     

基于单纯形优化算法的火箭弹增程研究

针对火箭弹增程问题,提出了以攻角为优化变量的实时优化方法.基于制导弹药的纵向平面模型,建立了制导火箭弹弹道模型,采用改进单纯形优化算法在SIMULINK中实现了函数子模块优化,对某型制导火箭弹弹道进行实时优化仿真.结果表明:采用改进单纯形的攻角实时优化,可以在保证火箭弹飞行稳定性的前提下有效增加火箭弹射程,且增程率达到...     

航空工业出版社精品书信息

《航空武器发展史》本书扼要系统地讲述了广泛使用的航空自动武器、航空炸弹、航空火箭弹、空空导弹、空地导弹、航空水雷和鱼雷的基本知识,以及历史发展状况和技术特点。书中穿插了一些鲜为人知的历史事件和有趣的故事,对了解航空武器发展历史很有参考价值。定价:52元。     

航空工业出版社精品书信息

《航空武器发展史》本书扼要系统地讲述了广泛使用的航空自动武器、航空炸弹、航空火箭弹、空空导弹、空地导弹、航空水雷和鱼雷的基本知识,以及历史发展状况和技术特点。书中穿插了一些鲜为人知的历史事件和有趣的故事,对了解航空武器发展历史很有参考价值。定价:52元。     

静不稳定制导火箭弹控制系统设计

选取鸭式布局结构制导火箭弹作为研究对象,从改善制导火箭弹的飞行性能的要求出发,对静不稳定火箭弹自动驾驶仪进行了设计,对弹道上不同飞行高度和不同飞行速度条件下的自动驾驶仪响应进行仿真研究,结果表明,所设计的自动驾驶仪能够保证控制系统的性能稳定。     

投稿须知

一百年前诞生的飞机很快就成了战争的武器,从此航空武器得到迅速的发展。它的发展历史很精彩,由它带来的死伤也大大超过了冷兵器时代。人类热爱和平,不需要战争,但战争狂人及现今的霸权主义都热衷于发展各种武器,尤其是航空武器。我们研究航空武器发展史有助于认识和把握航空武器的发展规律,有助于航空武器的研制。本书的两位作者是空军装备研究院的著名学者,在航空武器领域造诣很深。在他们编著的这本书讲述的是航空自动武器、航空炸弹、航空火箭弹、空空导弹、地空导弹、航空鱼雷和水雷的基本知识,以及历史发展状况和技术特点。重点介绍了…     

制导火箭弹制导控制系统精益设计方法

制导火箭弹在陆军未来战争中正发挥越来越重要的作用，制导控制系统设计是制导火箭弹研制的核心和难题。提出了一种适用于制导火箭弹制导控制系统的精益设计方法，将设计过程分为数据处理环节、自动驾驶仪设计环节、制导律设计环节和六自由度仿真分析环节4个部分，并将标准化和基于模型的思想体现在精益化设计软件中，从而给出了一条可以又快又好地完成系统设计的技术途径。     

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.     

二次点火发动机最优增程设计与分析

研究了采用二次点火发动机对火箭弹进行增程的最优设计方法与设计原理，用罚函数法把约束条件构成统一的目标函数，再用直接寻优法进行计算，分析了火箭弹倾角、再点火时间及总冲分配等因素对射程的影响。结果表明，二次点火发动机技术可以实现远程火箭弹增程最大的设计要求，且最优发射角对射程影响极大；总冲分配最佳时，总的阻力消耗最小，增程率越大；再点火时间的影响相对较弱。同时还比较了二次点火发动机工作时的火箭弹弹道与一般弹道的区别，及其对阻力和射程的影响。     

固体发动机及火箭固有振动特性预估

用有限元方法计算了选用的固体火箭各级发动机壳体，药柱及整机固有频率和振型，并计算了火箭固有振动特性，为发动机冲击试验，今后的模态和振动试验提供了参考数据。这些数据是选择测试设备及量程，激励方式及位置，测点布置及试验夹具设计等测试技术所必需的。     

某型无人机火箭弹射起飞俯仰姿态角优化设计

某型无人机在火箭助推起飞过程中,为了能在火箭助推末端使无人机达到一定的高度和速度,并且较好地控制俯仰姿态角的变化,必须对发射角和火箭在无人机尾部的安装角进行优化设计。计算结果表明,优化设计在很大程度上能满足无人机弹射起飞的技术需要。     

用运载器评价发动机方案的方法

早期在对液体推进剂火箭发动机方案进行评价与选择时,仅以发动机本身的指标(如比冲、推重比等)作为方案比较的标准。这样没有考虑发动机子系统与运载器总系统的相互联系,得不到合理的评价结果。液体推进剂火箭发动机是航天运载器的一个子系统,采用运载器的性能指标评价发动机方案才能得到比较客观的结果。 本文推导了运载器的评价指标,给出了运载器的线性化质量方程,阐述了运载器设计参数的简化确定方法,由此提出了一个采用运载器评价发动机方案的方法。最后应用提出的方法对五个发动机方案进行了评价。     

小型固定翼无人机零长发射参数安全边界研究

针对小型螺旋桨无人机零长发射仿真需求,建立了完善的发射仿真数学模型。助推火箭安装角关系到无人机发射安全,是无人机推力线吊挂工作中最重要的调整参数。结合某型无人机,实例仿真了助推火箭推力线纵向、侧向偏离重心等各种工况的发射过程,确定了火箭安装角偏移量安全边界,可作为实际推力线吊挂工作的依据。     

固体火箭发动机CAD系统实现

介绍了一种系统固体火箭发动机CAD(SRMCAD)的组成和实现。系统集成多个功能子模块,功能较全。利用本系统可快速构造固体火箭发动机,进行全面的性能计算。系统是一种有效的发动机设计辅助工具。     

惯导装置精度试验火箭橇弹道设计

以9km 火箭橇试验设施为基础, 就惯导装置精度试验所需的长时、大过载 弹道条件, 提出了一种火箭橇弹道的设计方法。建立了火箭橇主动段和刹车段运动方 程, 针对火箭发动机推力、气动力、摩擦力和刹车力等主要动力学因素, 结合工程经 验,提出了选取原则和方法。以某惯导装置精度试验为背景,设计了火箭橇试验弹道, 通过试验验证,设计结果与实测数据基本一致,满足总体要求,并对其中出现的主要误 差进行了分析和评估。该研究能够为惯导装置开展精度试验奠定良好的火箭橇弹道设计 基础。     

导弹/固体火箭发动机一体化设计

本文以两级推力固体火箭发动机为动力的某空-空导弹作为算例,研究了导弹/固体火箭发动机一体化设计的问题.为此,建立了固体火箭发动机的能量模型、质量模型和导弹与目标的数学模型.利用优化理论,成功地完成了九个设计变量的优化问题.优化结果表明,导弹的起飞质量减轻23.3kg(约占总重的9%).     

火箭发动机喷管内型面优化设计

以两种空-空导弹固体火箭发动机喷管作为算例,为此,建立固体火箭发动机的质量模型,喷管的质量比冲模型和目标函数模型,选择五种喷管扩散段内型面:锥形喷管,抛物线喷管,双圆弧喷管,二次多项式喷管和三次多项式喷管,进行优化设计,利用优化理论,成功地完成了五个设计变量的优化问题。优化结果表明,所建立的计算模型是正确的,并可用于其它大中型号的喷管设计。