滑翔增程火箭弹弹道优化算法研究

在分析影响滑翔增程火箭弹射程的主要弹道因素的基础上，提出了一种滑翔增程火箭弹最优化弹道的求解算法，并给出滑翔增程火箭弹的弹道优化计算模型．针对计算模型求解规模较大的问题，给出了用分布式并行集群计算服务器求解的进程调度方法，弹道优化算法的仿真计算结果表明：滑翔增程弹的增程率高于100％，滑翔增程火箭弹的弹道优化算法有较好的收敛性质，并行求解方法效率较高．     

多种弹型防雹增水火箭发射装置改进设计

多种弹型防雹增水火箭发射装置是用来装填和发射火箭弹的,是人工影响天气地面作业主要运载工具。本文介绍多种弹型防雹增水火箭发射装置改进方案设计,提出对其进行回转盘总承、发射轨道进行改进设计,同时增加发射WR-1D型火箭弹的功能。保证火箭按照设定仰角出轨,增加火箭飞行稳定性。定向器的合理设计,解决了高原地区使用WR-1D火箭弹的要求。     

简易制导火箭弹鸭舵气动特性对弹道的影响

为研究基于鸭舵执行机构的简易制导火箭弹的控制规律,在以某制式火箭弹风洞实验值验证所建模型正确的基础上,利用MATLAB对其气动特性进行工程计算,利用ANSYS进行数值计算,得到火箭弹的气动力系数。在标准气象条件下,原方案射程为10 107 m,增加鸭舵动作后,方案射程减少到10 019 m。伸缩式鸭舵气动特性对方案弹道的影响较大。     

过山气流低空风切变对野战火箭弹弹道特性影响分析

针对过山气流低空风切变的流动特点,基于位势流动理论,在地面坐标系上建立考虑地面摩擦及背风旋涡的过山气流三维风场分布模型。结合六自由度刚体弹道模型,以某122mm尾翼火箭弹为例,仿真分析了野战火箭弹在主动段受过山气流风切变影响的弹道特性变化。结果表明,过山气流低空风切变对野战火箭弹的飞行时间、射程、侧偏,落速及角运动均产生较大影响,其中对弹箭横向运动的影响较为显著;风场强度与野战火箭弹受风场的影响程度正相关;野战火箭弹在迎风坡与背风坡发射时,弹道特性的变化规律相反,且背风坡处发射时弹道特性的变化更明显;中低射角范围内,增大野战火箭弹的射角能够降低过山气流低空风切变对射程的影响,但侧偏所受的影响会相应增大。     

涡轮式火箭弹最优方案参量预定方法

本文提出了一种涡轮式火箭弹设计的有效方法、按这种方法求出的参量既能满足射程和威力要求,又能使发动机的装药具有最好的长度,而且使火箭弹的外径最小而弹重最轻。     

底排—火箭复合增程弹相关特性分析

通过分析底排—火箭发动机复合增程弹机构特征参量变化特性、复合增程弹的工作时序及其多元弹道特性以及炮射火箭发动机及其装药结构非线性高过载特性,得出底排—火箭发动机复合增程时需要注意的问题,为从事复合增程研究的工作者提供一定思路.     

远程旋转火箭弹转速短波探测法的研究

为了对火箭弹实施某种控制以达到减小火箭弹射弹散布和增加射程的目的,需要实时测量火箭弹的滚转角速度。针对远程旋转火箭弹,提出了一种基于短波信号进行转速测量的设想。通过分析推导,给出了感应电动势与弹体运动关系;探讨了利用近垂直入射天波传播NVIS天线解决短波通信静区的问题的可行性;对弹载短波接收天线采用铁氧体加载螺旋线圈天线,进行设计和仿真,在理论上解决了短波天线难以微型化置入弹内的问题。     

火箭比冲量的一种计算方法

本文修正了六分力推力台上测出来的推力,并应用迭代法计算出了推力和比冲量,给出了估算比冲量的近似公式,具有一定的实用价值。     

火箭弹在管内运动姿态的仿真

研究了火箭弹在管内的运动情形,给出一个通用的火箭发射系统的多刚体模型,用R-W法对这个多刚体模型进行了动力学建模,并编制了通用的火箭发射系统动力学仿真软件,最后对某火箭发射系统火箭弹在管内的运动姿态进行了模拟计算.     

远程火箭弹简易控制方法

通过数值仿真分析了弹道风、质量偏心、推力偏心、初始扰动等各种扰动因素引起远程火箭弹落点技术散布的机理,指出火箭弹落点散布主要来源于主动段,且主动段终点速度矢量的方向散布是造成落点散布的关键.在此基础上,提出了一种简易控制方法.该方法通过稳定火箭弹主动段姿态,减小了火箭弹主动段终点速度矢量的方向散布,抑制了各种扰动因素引起的技术散布,提高了远程火箭弹的射击密集度. 该方法具有控制效果好、系统简单、易于实现等一系列优点.     

火箭尾焰等离子体浓度分布数值计算

在火箭尾焰电磁波衰减影响研究中,需要了解火箭尾焰流场等离子体浓度分布.使用数值方法计算了固体火箭尾焰流场参数,应用等离子体浓度计算模型,对火箭尾焰流场等离子体浓度分布进行了数值计算,并对仿真计算结果进行分析,为研究穿越火箭尾焰电磁波干扰提供研究数据.     

固体火箭发动机撞击点火数值模拟计算

装填高能复合推进剂的固体发动机,在跌落和撞击等情况下可能发生燃烧或爆炸. 为了对发动机低速撞击下的安全性进行评价,建立了发动机撞击靶板点火计算模型,采用热力耦合算法实现机械能和热能之间的转化,采用Arrhenius方程描述推进剂自热反应过程. 对直径为200 mm和480 mm发动机撞击靶板过程进行数值模拟计算,获得了与火箭橇实验结果一致的速度阈值范围. 结果表明计算模型能较好描述发动机撞击点火过程. 计算结果表明,装药量大的发动机撞击后更容易发生点火,发动机撞击点火速度阈值与装药量的对数成线性关系.     

固体火箭尾焰等离子体特性影响因素数值

为研究固体火箭尾焰等离子体分布特性,采用CFD方法对不同工况下某型号固体火箭发动机尾焰进行了仿真,获得了尾焰流场温度及压强分布,并采用等离子体浓度模型计算了尾焰等离子体浓度分布。在此基础上,对尾焰等离子体频率进行了求解和分析,得到了其在尾焰轴线方向上的变化规律。分析结果表明,火箭尾焰等离子体特性对推进剂中Al含量的依赖性很高,随着推进剂中Al含量增加,尾焰温度升高,燃气电离度增加直至成为等离子体,尾焰等离子体区域范围增大;随着飞行高度的增加,尾焰等离子体区域位置后移。     

进气道与弹体内外流场一体化数值模拟方法研究

建立了进气道/导弹内外流场的CFD数值模型,并对某固冲导弹的纵向特性进行了实例计算分析。结果显示,数值计算不仅可以直接提取进气道的内流特性,而且可以直接提取进气道和导弹全弹的外流气动特性。对于评估进气道与导弹弹体相互之间的气动干扰特性,也能提供直接的数值依据。该方法简便易行,可望推广应用于固冲等吸气式导弹的总体方案设计中,具有明显的实用价值。     

火箭的最大载荷问题

通过对多级火箭的特征速度表达式的分析，指出了（当速度式射程减小时）多级火箭的最大载荷问题与多级火箭的最宜推进剂方案的关系，从而解决了此时的多级火箭的最大载荷问题。     

第三宇宙速度ν_3及获得ν_3所需的火箭推进剂量与地球在公转轨道上的位置的关系

计算结果表明，从地球在公转轨道上的近日点到远日点，第三宇宙速度的值单调增加，获得相应的速度值所需要的火箭推进剂量的增加幅度约达１０％，从而在理论上指出了这一问题中减轻火箭重量的一个有效途径是尽可能接近近日点发射．     

火箭载荷减小问题(1)

通过对串联型多级火箭的特征速度表达式的仔细分析,指出当多级火箭的载荷减小时,如何重新最佳地分配各级推进剂的量以达到原来的速度要求。     

大型旋转火箭弹在常推力作用下的发射特性

将大型旋转火箭的发射问题模化为变刚度柔性转子在轴力和模力作用下的空间约束时变系统，建立纵、横振动耦合的偏微分方程组，应用有限元广义变分法，给出发射过程中的动态响应和参数特性的数值解。     

固体火箭发动机自动化设计系统与AutoCAD的"无缝"联结及应用

探讨了固体火箭发动机自动化设计系统与AutoCAD软件的捆绑方式,并对发动机设计在CAD下的二次开发与设计系统的实现作了详细的应用分析,完成了较好的基于Windows的发动机设计CAD应用软件,说明在自动化设计系统中可以利用CAD强大的图型绘制功能来完成相应的设计要求。     

火箭载荷减小问题（2）

通过对并联型多级火箭的特征速度表达式的仔细分析,指出了当并联型的多级火箭其载荷减小时,如何重新分配各组的推进剂量以达到原来的速度要求.所以它是火箭载荷减小问题(1)的继续.