摘要：论述了陆军多管火箭武器的发展进程,重点介绍其在第二次世界大战以来所走过的增大射程、提高射击密集度和实现制导化3个主要发展阶段。归纳总结了陆军多管火箭武器在发展过程中形成的多联装发射平台、弹体采用旋转体制、大长径比、短时大推力发动机和曲射弹道、静稳定设计等特点,分析上述特点对其制导化发展中带来的优势和挑战,提出陆军多管火管武器未来发展中应重点关注和解决的若干问题:旋转弹捷联惯性导航、动态稳定性理论、弹道规划与控制方法、大推力比长工作时间的先进动力、单线制发射控制技术等。

摘要：为避免操纵能力受限的导弹在实现大落角约束时出现控制饱和问题,提出一种考虑系统惯性且加速度峰值近似最小的解析形式组合导引律。通过设计切换点以及后段惯性补偿项,该组合导引律由圆弧-直线导引律和带1阶惯性补偿项的多项式导引律组合而成;通过数学推导,证明了切换点必然存在,且组合导引律的加速度峰值出现在切换点;结合前段圆弧-直线导引律对加速度峰值的优化能力,实现了组合导引律的近似最优性。仿真结果表明:组合导引律的加速度在切换点后不再增大,且落角约束得到了满足;与数值最优解的比较进一步验证了该组合导引律的近似最优性。

摘要：为了在火箭弹概念设计阶段就可综合考虑质量、气动、动力及弹道等诸多学科的影响和耦合作用,引入了多学科优化设计方法。对该方法应用中的问题定义、基本流程、总体方案作了详细说明,对涉及的一些难点和关键点进行了分析,并给出了可行的解决方案。通过算例验证了该方法的可行性和有效性,与原型弹相比,单级推力方案的有效载荷比更高、最大马赫数更小、发动机工作时间更短;在射程基本不变的情况下,双级推力方案比单级推力方案的最大马赫数更小、火箭弹总的飞行时间更短,有效载荷比大幅降低。最后,讨论了包括密集度问题在内的进一步研究方向。

摘要：针对MR/GPS制导火箭弹测量的地磁信号较弱、附加干扰噪声大的特点,运用小波分析的方法,设计了小波滤波器。提出对含脉冲干扰多的信号先采用中值滤波,再采用小波强制滤波的方法。仿真结果表明,该方法算法简单、易于实现。用小波变换处理后的地磁测量信号,与用FFT数字滤波器或数据平滑方法相比,不仅滤波效果更为理想,而且滤波后的信号能量损失很小。

摘要：研究MR/GPS制导方案在实行过程中可能遇到的问题。针对制导信号较弱、附加干扰噪声大的特点,运用小波强制滤波的方法,设计了小波滤波器;提出基于MR/GPS系统的弹体滚转测量方案并进行了仿真;对弹道控制的脉冲点火策略进行了研究。仿真结果表明:小波滤波的效果较好、有用信号能量损失小;基于MR的滚转测量方案易于实现,但需进行必要的修正。

摘要：本文针对气动高速开关阀用电磁铁的特殊要求，讨论了提高该类电磁铁开关特性的技术途径及设计方法，建立了具有饱和特性的电磁铁的磁路网络模型，对不同参数的电磁铁进行了仿真和实验研究，实验表明该模型具有较高的精度。

摘要：针对多学科设计优化中的协同优化算法在应用时存在不可避免的困难,在标准协同优化问题分解模式的基础上提出了一种改进算法SLCO(Subsystem Leading Collaborative Optimization)。SLCO充分利用了子系统优化结果来产生新的系统级期望值,将优化目标和耦合处理都交给子系统来完成。从数学上证明了该算法的收敛性,并用测试算例进行验证,结果表明,该算法稳定,寻优效果好,并且有一定的灵活性。

摘要：为研究导弹地下井发射环境,采用计算流体力学方法对W型井导弹发射过程的流场进行了数值模拟。通过将仿真数据与理论计算及试验结果进行对比,验证了计算模型和数值方法的准确性。采用动网格技术处理流场计算区域随导弹运动的变化过程。仿真结果表明,在整个发射过程中燃气流具有反射、引射和充分发展3个阶段,造成发射环境参数有较大变化。分析了压力和温度参数的变化规律。该数值算法和仿真结果可推广应用于发射井的设计、优化及改进。

摘要：基于叶素修正理论和三维机翼气动系数计算公式,提出了一种分析双叶定距螺旋桨的新方法.并根据外转子无刷电动机工作原理及其特性,建立起电动无人机动力系统性能特性计算的数学模型.使用该模型分析了17组不同螺旋桨和电动机的零空速实验数据,结果表明:该模型原理正确,精度较高,且具有良好的工程操作性,能够有效提高电动无人机动力参数设计的可信度和精度.

摘要：对箭射无人飞行器飞行控制系统进行设计,研究了自主控制系统的层级控制结构、规划与重规划技术以及智能控制器设计,并给出了自主航迹控制的模块化设计的流程图以及具体实现算法,在Matlab/Simulink下进行了仿真实验,其结果验证了层级控制结构下实现航迹自主控制的可行性.