【摘 要】
：
针对中近程防空导弹的典型目标进行了分类分析.为同时应对飞机和导弹类目标,提出了集成飞散和聚焦特性的点阵战斗部方案.详细设计了大圆弧腰鼓形与聚焦曲线回转结构结合的战斗部破片壳体,可同时形成飞散和聚焦的破片分布.为了实现破片分布的均匀和规律性控制,提出了一种点阵分布破片的战斗部半预制破片壳体制作方案,可使得形成的破片呈现出交叉点阵的周期规律性分布形态.试验验证了8 kg战斗部的威力性能,在6 m半径处飞散区和聚焦区的破片均分布均匀,密度分别达到了 11枚/m2和64.8枚/m2,能实现对飞机和导弹的有效毁伤.
【机 构】
：
西安近代化学研究所,西安 710065
论文部分内容阅读
针对中近程防空导弹的典型目标进行了分类分析.为同时应对飞机和导弹类目标,提出了集成飞散和聚焦特性的点阵战斗部方案.详细设计了大圆弧腰鼓形与聚焦曲线回转结构结合的战斗部破片壳体,可同时形成飞散和聚焦的破片分布.为了实现破片分布的均匀和规律性控制,提出了一种点阵分布破片的战斗部半预制破片壳体制作方案,可使得形成的破片呈现出交叉点阵的周期规律性分布形态.试验验证了8 kg战斗部的威力性能,在6 m半径处飞散区和聚焦区的破片均分布均匀,密度分别达到了 11枚/m2和64.8枚/m2,能实现对飞机和导弹的有效毁伤.
其他文献
针对毫米波(device to device,D2D)通信,提出可靠的多跳转发探测包(reliable multi-hop relay pro-bing packet,RMRP)策略,进而构建毫米波D2D路由.转发探测包是建立源节点连通目的节点间的多跳路由的基础.利用从转发节点所接收到的微米波段信号强度估计毫米波信噪比大于阈值的概率,再利用此概率择优选择转发节点,进而最大化从源节点至目的节点路径的吞吐量.仿真结果表明,提出的RMRP策略提高了吞吐量,并控制能耗.
针对容积卡尔曼滤波(CKF)在捷联惯导系统(SINS)初始对准时由于模型误差和外界扰动导致滤波精度下降和鲁棒性差的问题,提出一种简化多重渐消因子强跟踪CKF算法(RMSTCKF),并给出了算法流程和推导了多重渐消因子的次优解法.多重渐消因子可以根据不同状态的不确定性程度大小相应提高各个状态的跟踪能力,具有较强的自适应性和鲁棒性,将RMSTCKF应用于由欧拉平台误差角(EPEA)描述的大方位失准角误差方程,在系统噪声不匹配和基座受扰动两种情况下进行仿真,并与RSTCKF、RCKF两种算法进行对比实验,结果表
基于ADAMS与AMESim联合仿真技术,通过在ADAMS软件中建立发射车和飞行器多体动力学模型,在AMESim中建立发射车液压子系统模型,采用联合仿真方式,对某型飞行器发射出箱过程进行了动态仿真分析.经分析确认,飞行器发射出箱后,姿态角及角速度均正常,满足姿态控制系统起控条件.
为深入探索蛙人用水下空泡火箭弹弹道特性,以某型火箭弹为研究对象,建立水下弹道方程,基于VC++语言编程,对有/无动力两种弹道特性进行仿真分析.结果表明,初始速度为70 m/s时,无动力弹在0.5 s内衰减至5 m/s后趋于稳定,有动力弹在1 s内衰减至大约38 m/s后趋于稳定;且不同射角对水下弹弹道特性具有显著影响,该方法可为新一代水下单兵兵器技术发展提供参考.
以盐酸溶样,以氢氧化钠分离镧,加入少量抗坏血酸,控制pH 3-3.5,加入过量EDTA标准溶液,使Al3+与过量的EDTA标准溶液充分络合.再用六次甲基四胺溶液调整pH为5.5-6.0,以二甲酚橙为指示剂,用Zn标准溶液返滴定过量的EDTA,差减计算得出镧铝合金中铝的含量.该方法适应于含铝30％-80％的镧铝合金中铝的测定.
为探究爆炸载荷作用下固-液-固隔层结构的破碎特性,针对具有固-液-固隔层结构的变截面管道工况,基于欧拉-拉格朗日耦合(Euler-Lagrangian coupling method,CEL)方法建立爆炸载荷-隔层流固耦合模型,对爆炸载荷作用下固-液-固隔层结构的响应特性进行数值模拟.在分析爆炸冲击作用下固-液-固隔层结构的响应过程基础上,重点探究了液体隔层厚度和固体隔层材料脆性对隔层破碎特性的影响.研究结果表明:固-液-固隔层结构的破碎过程主要由前固体隔层变形阶段、液体隔层震荡阶段和后固体隔层阻滞阶段三
为了减小某顺序离轨导弹的初始扰动,根据拉格朗日方程和赫兹接触理论,基于虚拟样机技术,建立了某型导弹顺序离轨的弹-架系统动力学模型.综合考虑弹轨间隙、推力偏心角、推力偏心距、质量偏心、初始加速度冲击、定位块位置尺寸等因素,对动力学模型进行参数化设计,对导弹离轨姿态的影响进行了数值计算分析.结果表明,以上因素控制在合理范围内可有效减小初始扰动.弹轨间隙上下、左右应控制在0.4～0.6 mm和0.4～0.8 mm之间;发动机推力偏心和质量偏心越小越好;初始加速度冲击对导弹姿态扰动较小;定位块位置尺寸对导弹姿态角
针对变后掠翼飞行器变形过程中的姿态控制问题,利用动态逆控制原理与时标分离原则,结合神经网络能够消除误差的特性,设计了针对变后掠翼飞行器的神经网络PID自适应动态逆控制器.基于Dat-com建立了变后掠翼飞行器形变量与气动的关系模型.在控制器设计中将飞行器姿态运动划分为快慢系统,并利用神经网络自适应调节PID参数以增强控制系统的控制能力.仿真结果表明,所提出的自适应控制方法相比传统的PID控制能更高效地稳定变后掠翼飞行器在变形过程中的姿态角.
针对采用水平重力方式发射的空射运载火箭,初始速度受风干扰影响存在不确定性,对机箭安全及飞行控制均造成影响问题开展研究.首先分析了地速指向射向、空速指向射向发射的特点;然后给出火箭脱机后的受力过程分析与一级飞行段典型攻角设计剖面;提出一种空速指向射向发射的偏航角设计方法,结合火箭侧向动力学特性,将侧风引起的不可避免的发动机能量损失用于增加机箭侧向安全距离;最后通过典型算例对不同投放方式机箭相对距离、一级关机点速度等参数进行对比.研究结果表明:文中方法既提高了安全性,又降低了姿态控制难度,并兼顾获得较高运载能
药柱的结构完整性对固体火箭发动机正常工作具有重要意义,大长径比、高马赫数、复杂药形和极端温度等给药柱结构完整性带来了严峻的考验.基于ANSYS Workbench软件平台,采用粘弹性分析方法针对某大长径比(L/D＞16)翼柱形药柱进行了结构完整性分析,得到了极端温度条件下点火增压过程药柱的应力-应变响应,为药柱的完整性评估提供指导.同时为实现点火增压过程中药柱结构完整性快速分析,建立了药柱内关键位置药柱应力-应变响应的快速评估方法,开发了结构完整性快速评估程序,并应用该评估系统分别对高温(60℃)和低温(