摘要：为了将高超飞行器可靠地运载至理想工作条件,满足"平坦"型试验弹道和入轨点的约束要求,在详细分析系统气动力特性、动力特性、结构特性、质量特性的基础上,以起飞质量、高超动力飞行段射程倒数为目标函数,建立了试飞器系统的多目标优化模型,并采用MOEA/D算法进行求解计算,在综合分析系统敏感稳健性的基础上,确定最终优化方案。结果表明:最终优化方案在满足约束要求的前提下,其起飞质量大幅度降低,高超声速动力飞行段射程(R2-R1)增加较多,验证了对试飞器系统进行多目标优化的必要性和合理性。

摘要：将末修子母弹对跑道封锁能力的评价指标作为优化设计的目标函数,确定了需要优化的总体参数,并利用改进的粒子群优化算法建立了总体参数的优化模型.在优化设计中,通过对总体参数的离散化提高了优化计算的效率,分析了跑道长度对最优总体参数的影响,获得了针对不同长度的跑道均具有较强封锁能力的总体参数最优搭配.研究成果对于末修子母弹总体方案设计以及子弹外弹道设计具有重要的参考价值.

摘要：综合固冲发动机实验数据处理与分析方法,对固冲发动机补燃室特征速度燃烧效率和喷管流量系数进行估算,并结合热力计算程序确定喷管性能损失。研究表明,补燃室压强的变化对燃烧效率的影响是有限的,喷管损失主要与喷管结构尺寸有关;应用该方法可用少量工况的实验数据对理论计算进行修正,为固冲发动机总体初步设计和性能分析提供工程方法,对提高初步设计的准确度和速度有很大作用。

摘要：根据末修子母弹的工作原理及其对机场跑道的毁伤效果,定义了有效毁伤长度的概念,并以此为基础给出了单发末修子母弹对机场跑道毁伤能力的评价指标。该指标的提出对于末修子母弹总体方案设计及系统效能优化具有重要的参考价值。

摘要：在简控条件下实现精确制导是灵巧子弹研制中的重要问题.根据弹载捷联成像导引头和脉冲发动机控制系统的特点,设计了一种基于零效脱靶量概念的直接利用捷联导引头测量信息的末制导方法.该方法通过将速率陀螺和捷联导引头测量信息在速率层面上融合,可在弹体系下得到脉冲比例导引律所需要的制导信号,这避免了在提取惯性系下视线角速率时由不同坐标系多次转换带来的信息损失.利用六自由度动力学模型对末段弹道进行了仿真.结果表明,在理想情况下该文方法可以实现子弹对地面固定目标的精确打击.

摘要：基于灵敏稳健性设计思想,定义了单目标优化时的单目标损失量和多目标优化问题中的目标总损失量;继而对基于重要度的损失权重系数确定方法进行详细研究,并提出了基于目标总损失量择优的有限解集多目标决策方法,旨在选择候选解集中受不确定因素和设计变量误差的影响最小、敏感性最低的Pareto解为最终方案;最后以卫星附件控制系统为例进行仿真,充分验证了此方法的有效性和可行性。

摘要：提出了一种在末敏弹稳态下落过程中利用Hough变换将机场跑道线目标转化为对点目标的跟踪方法。考虑在各个参数解耦的情况下,对Hough平面内的直线参数利用卡尔曼滤波方法进行了状态估计与预测。在确定子弹与跑道目标的相对位置关系时,考虑到弹上探测器旋转运动的影响,结合当前帧图像的数据信息对预测方程进行修正处理,并给出了跟踪方法的详细步骤。跟踪数据分析表明,此方法实时性强,降低了参与运算的数据量,试验结果误差较小,满足目标总体设计要求。

摘要：高超声速飞行试验中,各种随机干扰直接影响"平坦型"弹道的实现,影响高空环境下超燃冲压发动机的工作性能,因此文中进行了弹道参数散布分析,确定试验指标的散布规律,并利用正交试验法对干扰因素的显著性水平和重要性做出判断,得知风场是引起弹道散布的最重要因素,第一级发动机总冲偏差和一级气动力系数偏差是影响弹道散布的较重要因素,需进行弹道风场修正,控制加工指标,提高试验弹道的精度。

摘要：子弹降落伞系统具有非常复杂的动力学特性,综合应用降落伞动力学、多体动力学的理论和分析方法,建立了伞弹系统稳定下降阶段的九自由度动力学模型,并利用试验数据对模型的有效性进行了验证分析。在此基础之上分析了阵风作用下子弹姿态运动特性及扫描点运动规律。研究成果可应用于一般伞弹系统的设计分析、指导伞弹空投试验。

摘要：文章以某浅埋山岭隧道软岩段塌方处理为工程背景,总结和分析了软岩段隧道塌方的原因,认为:(1)山岭隧道软岩段允许爆破振动速度10 cm/s的指标偏大,在分步开挖时,反复的爆破振动会超过岩体的爆破振动耐受值;(2)在软岩偏压段,监控量测频率应当随隧道开挖工法的变化而变化,需建立动态的隧道塌方预警系统;(3)对塌方段以"稳定塌体,填充塌腔,超前注浆,谨慎通过"的总体处理原则,加强对山岭隧道软岩段爆破振动速度的控制,采用"横分纵错,一次起爆,分步延时"爆破技术降低爆破振动,可快速安全地通过软岩隧道段。