舰空导弹武器系统协同作战能力试验中协同目标指示模拟

针对舰空导弹武器系统协同作战能力试验中亟需解决的协同目标指示难题,借鉴美海军实际经验,提出了不动用舰艇条件下的协同目标指示模拟总体方案。介绍了协同目标指示模拟采用的测控信息预处理、时空同步和信息融合跟踪方案,重点研究了测控信息实时精度匹配方案,提出了基于误差合成分配技术的卡尔曼滤波实时精度匹配方法,并分析了协同目标信息传输性能需求。运用Simulink仿真技术验证了提出的目标指示模拟方案的有效性。     

导弹弹射装置作动简的建模与仿真

首先描述了导弹弹射机构作动筒的工作过程,建立了描述作动筒动特性的物理模型和数学模型,然后利用MATLAB求解仿真模型,得到气缸动特性参数随时间变化的可视化仿真结果,最后分析了惯性负载、行程、有效面积对作动筒动特性的影响,为正确设计新的导弹弹射装置作动筒提供了理论依据。     

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-优化设计

利用飞机／涡扇发动机一体化设计的思路，建立了飞航导弹／涡扇发动机一体化设计的优化设计模型并给出了算例和分析。根据飞航导弹的要求对涡扇发动机进行了循环参数优化选择并预测了未来涡扇发动机的发展趋势。在考虑导弹空重、有效载荷和气动特性的情况下，预测了未来先进飞航导弹的性能。建立的飞航导弹／涡扇发动机一体化优化设计模型还能够用于已有飞航导弹的任务剖面的优化设计，具有很好的工程实用价值。     

基于Bayes理论的导弹贮存可靠性试验研究

基于某导弹样本少、贮存过程需要检测、维护、故障修复等特点,利用Bayes理论推导出公式,以此公式为基础设计试验过程,进行贮存可靠性试验,收集试验数据,并且融合验前信息,最终得出调整后的失效率。     

导弹气动伺服弹性稳定性分析

分析了带有舵面及控制系统的战术导弹的气动伺服弹性稳定性。动力学方程中包含弹体的一阶弯曲振动、弹体的刚体平动和转动 ,可控舵面只考虑刚体偏转。用细长体理论和气动导数方法计算了导弹的非定常气动力 ,两种方法均适用于亚音速和超音速情况。采用 Nyquist方法和 Bode图方法分析了某导弹的气动伺服弹性稳定性和稳定裕度 ,两种气动力方法所得结果一致。     

某型飞机导弹靶试航迹测量的论证与实施

论述了空中靶试遥测改装方案的可靠性、安全性、可操作性及测试原理 ,对代用天线与测试设备天线使用频段的兼容性进行了对比分析。某型导弹靶试项目是某机种首次进行的空中试验任务 ,是提升我军战斗能力 ,武器国产化能力的一个重要项目。为保证此项目的完成 ,需对武器发射后的运行轨迹、击中目标后的精度进行遥测。为了保证测试任务的完成 ,相关专家对机上加装的遥测设备进行了充分的论证 ,保证了靶试成功。     

大气层外动能拦截器末制导分析

以大气层外动能拦截器拦截战术导弹弹头为研究目的，建立了拦截器的六自由度运动学，动力模型，以及拦截器的轨控和资控发动机推力特性和控制模型。提出了修正比例导引律的实现方案，进行了末制导过程的仿真，并分析了影响脱靶量的一些因素。仿真结果表明，在轨控和姿控发动机的作用下，拦截器可以直接命中目标。     

潜射反舰导弹综合作战效能研究

采用层次分析法确立了潜射反舰导弹作战效能的因素集和权重集,运用灰色关联分析法计算所选潜射反舰导弹的灰色关联度,再利用灰色关联度对潜射反舰导弹作战效能进行综合评估和排序。     

一种隐身外形弹体下埋入式进气道的进气机理与低速实验研究

对一种低雷达散射外形弹体下埋入式进气道的某设计方案进行了进气机理研究和低速气动实验研究。实验模型为低雷达散射的多边形弹体和埋入式进气道的组合。由于平面上的埋入式进气口进气困难，因此模型采用了由矩形进口逐渐过渡为圆形出口的进气道。通过对模型的CFD流场数值分析揭示了该平面上埋入式进气道的进气机理是进口侧梭产生涡，涡卷吸进气。通过对模型的低速气动实验研究获得了该埋入式进气道的流量特性以及气动特性随迎角和侧滑角的变化规律。结果表明，本研究所给出的进气道在低速气动实验时具有良好的流量特性和气动性能，较好地解决了埋入式进气道在平面弹身上难以进气的问题。因此可以推断，本文提出的埋入式进气道与低雷达散射弹身一体化设计具有光明的应用前景。     

机动弹道对抗导弹防御系统的效能分析

为了研究机动弹道对抗导弹防御系统的突防效能,梳理了弹道导弹防御系统的组成与作战流程,通过剖析系统的信息流向与处理过程,提炼出机动弹道突防导弹防御系统的机理,即采用机动弹道可使导弹预警信息处理能力下降,从而破坏、瘫痪导弹防御系统,实现导弹的有效突防.通过仿真滑翔机动弹道和椭圆弹道,并对计算的跟踪弧段、弹道估计和预报误差进行比较,结果表明：采用机动弹道,观测弧段压缩44％,弹道估计误差增大数倍,有效预报时间大大缩短.因此,采用机动弹道是导弹突防的一种有效手段.