搜索结果: 1-15 共查到“兵器科学与技术 火箭弹”相关记录49条 . 查询时间(0.164 秒)
建立了火箭弹离轨发射过程的起始扰动时的推力偏心数学模型，给出了火箭弹下沉量计算公式。采用虚拟样机方法，利用ADAMS动力学软件建立同时离轨火箭弹发射动力学模型，对不同推力偏心下火箭弹离轨过程进行了仿真分析，结果表明：发动机推力偏心对质量大、初速低的火箭弹离轨姿态扰动明显，离轨过程姿态角逐渐增大，增大火箭弹发射的起始扰动；火箭弹离轨安全性随推力偏心角的增大而降低，在发射箱的结构设计中应充分考虑推力偏...
鸭舵式火箭弹的气动特性及控制能力分析
鸭舵 气动特性 舵偏角 修正能力
2017/7/31
为了提高火箭弹的密集度，对鸭舵改变火箭弹气动布局问题进行了分析。基于鸭舵式火箭弹的受力分析，进行了不同攻角和舵偏角下火箭弹气动特性数值仿真，并利用仿真数据进行了纵横向控制能力计算。结果表明：鸭舵的存在使火箭弹的阻力系数和升力系数都有所增加，通过控制鸭舵的起控高度和舵偏角大小可得到火箭弹在纵横向不同的控制量，从而为弹道修正弹的弹道设计提供依据。
利用北斗定位系统计算弹道轨迹，利用MEMS惯性测量单元解算弹道惯性参数，并通过无迹卡尔曼滤波器（UKF）对两者的数据进行数据融合，以提高弹道参数测量的精度。分析了各弹道参数的测量方法，设计了无迹卡尔曼滤波器，并利用某型制导火箭弹的六自由度仿真数据对组合导航算法进行验证。仿真结果分析表明：基于UKF的MEMS/北斗组合测量方案能够有效地对火箭弹的弹道参数进行测量，且通过UKF滤波器进行数据融合能够消...
采用工程算法与数值算法相耦合的气动热计算方法进行高超声速火箭弹的气动热参数计算。对火箭弹边界层外缘参数采用无黏数值算法求取，对边界层内黏性起主导作用的区域采用工程算法计算。由于防热层厚度方向特征尺寸远小于火箭弹表面特征尺寸，对防热层的气动热计算进行了一维简化并建立了一维非稳态导热微分方程。在确定防热层边界条件后，经过导热微分方程的求解得到了长航状态下火箭弹防热层的温度分布。通过对防热层的不同物性参...
基于AHP法对单兵火箭弹弹丸炸点精度影响因素的分析改进
AHP法 定距精度 精度权重 仿真
2015/12/10
单兵火箭弹的炸点精度在很大程度上决定了其毁伤效果，因此对炸点精度的研究至关重要。炸点精度受整个武器系统的影响，所以只有从武器系统角度才能对弹丸炸点精度作全面分析。从系统角度分析了影响弹丸炸点定距精度的一些因素，并对主要影响因素利用AHP法建立了基于武器系统的弹丸炸点精度分配模型，计算出各影响因素的精度权重，同时以炸点定距精度系统指标±10 m为例进行了各影响因素的精度分配。最后对炸点精度影响因素进...
火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关，以火箭弹尾翼的质量为优化目标，进行尾翼的轻量化设计。根据火箭弹飞行的空气动力学要求，在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量。以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量。分析后给出了设计变量的设计可行域，得到了尾翼质量的优化设计结果。
火箭弹载捷联惯导简易标定路径设计
火箭弹 捷联惯导 在线标定 路径设计
2015/6/5
捷联惯导误差标定中考虑的误差主要包括零偏误差、刻度系数误差、安装误差。标定的误差参数越多,难度越大,并且火箭炮在发射标定阶段无线运动,只能进行两自由度角运动,导致误差参数基本不可观测。如果能抓住影响导航精度的主要误差,将可简化标定算法,简化标定过程,提高标定效率。基于这样的思路,将旋转的弹丸类比为旋转惯导,从误差方程入手,采用提取误差直流分量的方法对飞行中的弹载惯导进行误差分析,得出影响导航精度的...
火箭弹尾翼结构的Ｉｓｉｇｈｔ／ＡＮＳＹＳ优化设计
尾翼 结构优化设计 参数化 有限元
2014/1/14
为减轻火箭弹尾翼在结构性能约束下的质量，对其结构设计参数进行了优化。对尾翼的载荷分布、结构特性进行了分析，并利用ＡＮＳＹＳ软件ＡＰＤＬ语言建立了有限元分析的参数化模型。选取质量最小为目标函数，翼根厚度、翼梢厚度和安装位置为设计变量，强度和刚度为约束条件，建立了结构优化模型。基于应力准则法及直接搜索策略，通过Ｉｓｉｇｈｔ集成ＡＮＳＹＳ软件对尾翼结构进行了优化设计。通过典型实例的仿真表明：尾翼减重效果...
新型火箭弹用推进剂质量评定方法
推进剂 甲基紫试验 中定剂检测试验 CO2检测试验
2014/1/10
采用甲基紫试验、中定剂含量检测试验和CO2分解气体检测试验详细地研究了改铝铅推进剂的安全性，结果表明：不论是甲基紫试验还是CO2分解气体检测试验都不能有效地反映该含能材料的安全性，中定剂含量检测试验能够客观真实地反映含能材料的安全性。
对远程制导火箭弹国外技术现状和装备情况进行了分析，从结构特点、气动布局、战斗部、动力装置、制导系统等几个方面对美国、俄罗斯、以色列等国的精确制导火箭弹技术情况进行了全面的阐述。
基于摄动原理，提出了以6自由度弹道方程解算的弹道为火箭弹基准弹道，求解参数扰动引起的落点偏差变化量的落点实时预测方法，并给出了详细解算步骤。将各种扰动系数的解算赋予地面火控计算机，降低了弹载计算机的解算复杂度和解算量。以122 mm火箭弹为例，选取一条基准弹道，分别对无扰动、仅存在初始扰动和全弹道存在随机扰动3种条件下的无控弹道进行了落点预测仿真实验和火箭弹落点预测飞行试验。研究结果表明：该方法在...
典型弹道下的火箭弹MEMS-INS/GNSS组合导航姿态误差可观性分析
控制科学与技术 火箭弹 微机电系统 可观性
2013/7/15
以炮射火箭弹的MEMS-INS/GNSS组合导航系统为研究对象，在奇异值法分析系统可观性的基础上，提出了系统状态的等效奇异值概念，作为系统状态可观性的度量标准。在此基础上，重点分析了火箭弹在无控、俯仰机动以及偏航机动3种弹道条件下的姿态角误差的等效奇异值(可观性)的变化规律，并据此得出：滚转角误差在弹体机动时可观性较好；当弹体所在垂面存在较大的加速度时，俯仰角误差可观性较好；方位角误差在弹体水平加...
头部偏转火箭弹气动特性及弹道规律研究
单兵火箭弹 头部偏转 气动特性
2013/7/3
为了得到头部偏转对落点偏离瞄准点距离的影响规律,进行了头部偏转火箭弹的气动和弹道规律研究。首先以某单兵火箭弹为对象进行了射击试验。采用数值仿真方法对头部偏转火箭弹气动特性进行了相关数值仿真,计算结果与试验数据吻合较好。以此为基础进行了进一步数值仿真计算。结果表明头部偏转方向对偏离方向具有决定性作用,在射击距离200 m时射程修正量为0.43 m; 头部偏转角度和射程相同时,飞行速度超过某个值后,偏...
定向破片拦截下RPG-7类反坦克火箭弹(静态) 毁伤模式的试验研究
反坦克火箭弹 主动防护系统 毁伤模式
2013/5/15
为优化主动防护系统的性能,文中以静态放置的RPG-7类反坦克火箭弹战斗部为例,对其在密集破片作用下的毁伤模式进行了理论分析,并在典型条件下进行了试验验证。试验结果表明,战斗部结构解体、引信失效、装药被击爆、装药和药型罩被损坏以及装药燃烧等毁伤模式都存在,验证了理论分析的结果。文中的研究结果可为主动防护系统拦截交会参数的选择、拦截弹战斗部破片场参数的优化设计提供有益的参考。