导弹垂直发射系统排烟道燃气流的等离子体测温法研究

导弹垂直发射系统排烟道出口燃气流直接接触飞出发射箱的导弹。所以排烟道进出口温度分布，对系统设计十分重要。本文采用等离子体测温法，测得了温度分布。发现由于导弹发射位置的变化，排烟道内温度分布是很不均匀的。     

防空导弹侧向姿态变结构控制器研究

为处理垂直发射防空导弹快速转弯时侧向姿态控制系统产生大攻角导致的弹体气动参数非线性变化和三通道交叉耦合，将非线性作为被控对象线性模型参数的小范围随机摄变，并采用抑耦法对交叉耦合作等效处理，应用部分状态反馈和变结构控制方法设计了一种变结构控制系统。仿真结果表明，该变结构控制器的快速性和鲁棒性均优于传统PI控制器。     

舰载机弹射起飞及拦阻着舰动力学问题

 弹射起飞和拦阻着舰是舰载机的特殊动力学问题,弹射起飞过程中的起飞离舰姿态、安全离舰速度及离舰上升航迹;着舰过程中的下滑航迹标定及保持、啮合速度及拦阻滑跑;逃逸复飞能力等是舰载机起落性能的主要评定指标。这些指标与航空母舰的大气扰动、航空母舰的纵倾、横摇和升沉运动的影响密切有关。本文在探讨舰载机起落性能研究方法的基础上,进行了示例仿真研究,其计算结果与能取得的示例飞机的某些结果是一致的。     

舰载机偏心情况下弹射起飞研究

在研究舰载机弹射过程中,考虑弹射杆形变、轮胎的滚动摩擦力和侧向滑动摩擦力对弹射起飞的影响,通过建立完整的蒸汽弹射器模型和舰载机六自由度动力学模型,并分析舰载机与弹射装置之间的衔接情况,分析不同偏心距情况下舰载机运动姿态、弹射杆和弹射器的受力.舰载机在偏心情况下会发生滚转运动与偏航运动,进而使弹射杆受到垂直于舰载机运动方向的侧偏力.仿真结果表明:侧偏力的产生原因主要是滚转运动和偏航运动,偏心距越大,弹射杆所受的侧偏力越大,而俯仰角几乎不变;汽缸有杆腔压力随着初始偏心距增大而有小幅下降,但变化不明显,因而舰载机的速度也有小幅下降.     

反辐射导弹武器发射区优化计算

武器发射区的正确确定是有效提升导弹作战使用的关键技术之一。分析了导弹武器发射区的影响因素,给出了传统的武器发射区模型,提出了引入发射时机因素并建立了具体的算法模型,能对传统武器发射区进行有效改进,最后进行了仿真验证,结果表明该算法模型的正确性。     

舰载无人机发射初始状态研究

首先,根据海浪、海风对舰船的作用,建立了准确而更符合实际的舰船运动模型.然后,引入了发射架在舰船上的位置和方向两个变量,得到了不同状况下舰载无人机的发射初始状态.最后,经数字仿真得出了各种因素对发射无人机的影响规律,为确定舰载无人机的安全发射范围提供了理论数据支持.     

垂直发射装置中的声与非声振荡

通过对垂直发射燃气排导位置中压力室与排气道的声场分析，非声不稳定性被认定为是声振的零阶振模，从而使非声问题可以利用现在成熟的声理论去分析。展示了声与非声同时存在的实验现象并对实验结果进行了定性分析。     

多联装发射装置的振动耦合分析

阐述了多联装发射装置的重要地位,分析了连射时对多联装发射装置振动耦合特性进行分析的可行性和必要性,着重介绍了多联装发射装置基于ANSYS软件对模型进行的分析,基本解决了系统建立的思路问题。     

CK-1M无人机双发助推的同步性试验研究

本文对无人机双发助推的同步性进行了研究。研究对象是CK-1M遥控机。实现多发助推的同步性,关键是推进剂特性参数和面喉比保持稳定,确保平衡压强的一致性。此外,点火药量容差及并联电路点火,也是实现多发助推同步性的重要因素。本文采用放样吊线法安装助推器,确保安装精度和左右对称,从而保证了力的精确传递方向,避免了附加力矩的产生。经台架试验和试飞验证,CK-1M双发助推的同步性良好。     

大型无人机双发火箭助推发射技术的研究

与小型无人机单发火箭助推发射系统比较,大型无人机双发火箭助推发射系统设计中存在着一些特殊问题,如火箭助推器的匹配设计,发射装置类型设计,发射参数的选择,纵向力矩平衡问题,以及机－架系统的动载荷问题等。通过对上述问题的分析讨论,为此类无人机发射系统总体方案的确定提供了一些设计原则和选择依据。