钱学森与中国系统工程学会

1 中国系统工程学会成立前期1978年9月27日,钱学森、许国志、王寿云在《文汇报》发表了"组织管理的技术一系统工程"的文章[1],这篇文章对促进系统工程和系统科学在中国的繁荣和发展产生的影响极大.由此,普及推广、学习应用、深入研究系统工程的高潮在全国掀起,我国系统工程进入了迅速发展阶段.其实,这篇文章发表之前钱老和一些先行者早就在推动系统工程这门学科在中国的发展.早在1956年,钱学森就与许国志在中国推动运筹学的研究与应用.1957年在中科院力学所成立了中国第一个运筹室,招进了第一批由3个搞数学、3个搞经济和3个搞电子工程的交叉科学似的队伍.除了推行国际上通行的运筹学的理论研究和应用外,坚持了运筹学在国民经济计划方面应用和在工业中推行质量管理,特别前者完全体现了我国计划经济特色.由于钱学森的支持,使我国运筹学以至后来的系统工程始终关注着在经济系统和工业系统中的应用.1958年起钱学森工作的重心转向导弹、航天事业,他仍不忘运筹学在导弹和军事方面的应用.他在我国导弹刚处于研发阶段就想到了导弹的作战和使用,成立了作战处.并派作战处的同志到力学所运筹室去进修.作战处中就有后来成为他的秘书和系统工程事业的重要推动者王寿云.     

让舰艇练就护体内功：抗冲击能力——中国舰船史600年和60年的思考

2009年4月23日,在中国人民海军创立60周年之际,中央军委主席胡锦涛在青岛奥帆中心附近海域检阅了多国海军舰队.阅兵开始,中国海军的导弹驱逐舰、护卫舰、核潜艇跃现海面,举世瞩目,见证了中国"建设一支强大的人民海军"的步伐.     

导弹模型的靶道试验技术研究

针对弹道靶道试验室的试验条件,研究了导弹模型进行靶道自由飞行试验的试验方法.研究了导弹模型与原导弹的外弹道飞行参数和飞行稳定性规律等方面的相似关系和相似条件,分析了采用导弹模型靶道试验分析导弹运动规律和气动特性的可行性.以某典型导弹为例,设计了靶道试验用的导弹模型,选择了合理的气动参数辨识算法,进行了多发导弹模型的靶道验证试验.试验结果表明,采用该文所述的试验技术在弹道靶道中进行导弹模型的自由飞行试验是可行的.     

基于微分进化算法的防空导弹火力分配

防空导弹火力分配是防空作战中的关键环节,优化分配方案、提高分配效率都将对提升防空作战效能产生重要影响.在分析防空导弹火力分配过程的基础上,建立了基于最大杀伤效能的防空导弹火力分配模型,并引入惩罚函数,改良了原有模型;在分析微分进化算法优缺点的基础上,结合防空导弹火力分配问题的特殊性,对标准微分进化算法进行了改进,使其适用于离散问题的求解,并将其应用于防空导弹火力分配问题;结合实例对基于微分进化算法的防空导弹火力分配模型进行仿真分析.仿真结果表明,采用微分进化算法解决防空导弹火力分配问题收敛速度快、鲁棒性强、执行效率高.     

基于微分进化算法的导弹起飞质量优化设计

为快速准确地计算导弹起飞质量,对优化算法进行了研究,提出了基于微分进化算法的导弹起飞质量设计方法.以单室双推力固体火箭发动机类型的导弹起飞质量作为算例进行了优化设计.确定了设计变量及约束条件,建立了导弹起飞质量优化模型.根据优化模型选取微分进化算法中的种群规模、最大进化代数等参数,最终通过不断迭代获得最小起飞质量.优化结果显示,与遗传算法相比,微分进化算法在导弹起飞质量计算方面具有更快的收敛性和更高的计算精度.     

自旋尾翼鸭式布局导弹的滚转特性

分析鸭式布局导弹的滚转耦合机理,进行固定尾翼鸭式布局导弹和自旋尾翼鸭式布局导弹的风洞试验.实验结果表明,对固定尾翼鸭式布局导弹,当鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时,在导弹上产生数值很大的反向诱导滚转力矩,使鸭舵难以进行滚转控制;尾翼自旋减小了鸭舵副翼偏转进行滚转控制时导弹上产生的反向诱导滚转力矩,使鸭舵能对导弹进行滚转控制.尾翼自旋是实现鸭舵/尾翼气动解耦,使鸭舵进行滚转控制的有效措施.     

推力矢量技术在空空导弹上的应用分析

研究了两种应用于空空导弹的推力矢量技术对导弹总体性能的影响问题.首先建立导弹推力矢量、运动学、动力学以及弹目相对运动数学模型,其次通过导弹性能数字仿真对比分析了两种推力矢量技术的优缺点,最后得到相关研究结论,可为导弹总体设计提供参考依据.     

基于知识工程的导弹总体方案快速生成系统

导弹总体方案的论证和总体设计过程是一个包含了对知识的继承、集成、重用、创新和管理的复杂过程 .针对导弹总体方案设计过程的特点 ,提出了基于知识的导弹总体方案快速生成的架构体系 ,分析了总体设计、调整方法、评估方法、设计功能等主要的功能模块 ,建立了系统的知识库 .该系统遵循人类的设计思想和设计方法 ,根据导弹的战术技术要求和国内外已有导弹型号 ,进行基于知识的集成技术研究 .     

机翼变形误差对发射后截获性能的影响研究

研究了机翼变形角误差对空空导弹发射后截获性能的影响.根据某型导弹挂机后计算的载机机体坐标系与导弹弹体坐标系的相对角误差量,仿真计算了机翼变形角误差对导弹发射后截获概率的影响.仿真结果表明,机翼变形角误差对导弹发射后截获性能影响大,必须对其进行补偿,否则载机在大机动情况下发射导弹,导弹将不能截获目标.并据此提出了对机翼变形角误差的补偿方法和解决途径.研究结果对空空导弹的工程研制具有参考价值.     

卫星导航定位系统(三十三)

阐述了我国从仿制、改进“东风—1”导弹,到独立研制成功“东风—2”和“东风—3”导弹,从1964年中国第一颗原子弹试爆炸成功,到“导弹、核弹”结合发射试验成功,最后规划向中近程导弹、中程导弹、远程导弹和洲际导弹进行研发的历程。     

基于Vega的导弹制导视景仿真系统

导弹可视化仿真是将导弹弹道仿真节点计算出来的弹道数据以三维可视化技术展示出来的一种仿真技术,它以直观的方式验证其制导方法的准确性.在此利用Creator软件建立物体三维模型,用Vega API驱动模型,给出了导弹制导仿真系统的设计方法.利用此系统成功地完成了导弹弹道的仿真,达到了预期的效果.     

炮射导弹系统的故障树分析

炮射导弹是中国近年来新研发的新型武器装备.为了解决炮射导弹在使用过程中出现的各种问题,通过收集该产品在发射周期前、发射周期、飞行过程、作用过程中曾经出现的失效现象,采用故障树分析法,以7类重大故障模式为顶事件绘制故障树,对故障树进行定性分析,确定各中间事件和底事件并找出故障树的最小割集,确定各底事件发生故障的概率并定量计算概率重要度和关键重要度,通过专家打分及层次分析法算出失效因素综合权重,并表明需要重点控制的底事件.该系统的故障树分析可以为炮射导弹发生故障时的故障排查、故障分析以及故障解决提供合理化建议,提高故障归零效率,同时为同类别其他系统的设计及故障诊断提供参考.     

同心筒垂直发射装置排导燃气流的改进

研究在发射过程中导弹周围高温燃气环境对导弹产生的影响.通过同心筒内筒尾部收缩段的尺寸设计,减少高温燃气的反射,在发射筒口采用导流装置,将从内外筒间排出的燃气流导向发射筒周围,从而减少高温燃气对导弹出筒部分的烧蚀.采用数值仿真方法对两种改进措施进行计算模拟和试验研究.结果表明,两种改进对改善导弹发射过程中的热环境有一定效果.     

一种改进反坦克导弹高原适应性的非线性控制方法

为了解决某反坦克导弹高原飞行适应性的问题,从分析导弹的频域特性和制导系统参数出发,研究导弹在高原使用时的特性. 引入非线性控制方法,对制导回路纵向和横向通道的参数进行改进设计,用数字仿真对改进的有效性进行验证. 仿真结果表明,采用非线性控制方法进行设计能够有效提高制导系统在高原条件下的稳定性,改进后的导弹性能满足高原使用要求.     

支持导弹精确打击的卫星导航系统作战效能评估

为了定量评估导航卫星支援导弹精确打击的作战效能,阐述了卫星导航系统对导弹作战的信息支援能力,建立了相应的系统性能指标结构图,重点分析了在支持导弹精确打击目标时,卫星导航系统性能参数与作战效能指标间的函数关系.仿真计算表明,卫星导航系统对提升导弹精确打击能力发挥了明显作用,也为深入研究系统在作战中的应用提供理论指导.     

小样本下基于卷积神经网络的费用估算研究

在当前的费用估算模型较依赖数学模型、无法根据样本大幅度调整模型参数的现状下,针对导弹特征属性和研制费用公开样本稀少以及不同型号的导弹样本对待预测样本的参考意义不同的问题,提出了小样本下基于卷积神经网络的导弹研制费用估算模型.为解决小样本和样本贡献值问题,结合双三次插值算法和反距离加权插值算法对导弹原始样本集进行插值.采...     

日本研制的六种反舰导弹

日本作为一个潜在的军事大国,早在50年代就开始研制导弹。目前,无论是导弹的研制水平,还是其导弹的装备规模,均居世界前列。在反舰导弹领域里,日本已先后研制了6种反舰导弹。它们是:ASM-1空舰导弹、SSM-1岸舰导弹、SSM-1B舰舰导弹、ASM-2空舰导弹、ASM-1C空舰导弹、XATM-4多用途导弹。从这些导弹的性能来看,远远地超过了“自卫”的范畴,日本军     

某型导弹发射装置综合测试系统的设计与实现

针对某型导弹发射装置现有的检测方法费时、费力,检测结果不够准确、不直观的问题,设计与实现某型导弹发射装置综合测试系统.在分析测试需求的基础上,选择合适的板卡,设计了电源模块和信号调理电路,在VC ++6.0开发环境下,搭建综合测试平台,构建基于PC104嵌入式计算机的某型导弹发射装置综合测试系统.应用表明,该测试系统技...     

弹射发射装置刚柔耦合动力学分析

弹射装置在弹射过程中的弹性变形对导弹的分离参数等有着重要的影响,刚体模型分析不能准确模拟出导弹的分离参数,必须对弹射装置建立刚柔耦合仿真模型进行分析.通过仿真分析弹射装置分离参数、导弹质心对分离参数和关键件受力的影响、弹射装置对飞机接口的冲击、导弹的横向变形等,为产品的研制提供技术支撑.     

某非圆截面导弹的动态特性分析

利用小扰动飞行动力学方程和参数敏感性分析方法,研究了某非圆截面导弹在典型气动条件下的开环飞行稳定特性.对该导弹在不同静、动导数条件下的飞行稳定性进行了研究,得到了影响系统稳定性的主要因素以及出现较优横侧向稳定性的参数取值区间,这些结论为同类型导弹气动布局和控制系统的设计提供可靠的借鉴.