摘要：叙述了无动力推进增程低阻航空炸弹的设计思想，建立了其运动数学模型．以控制攻角为变量，计算了它的方案弹道．对方案弹道选择和控制系统设计有一定参考价值．

摘要：研究了小直径炸弹倾斜转弯(BTT)控制系统俯仰/偏航通道的耦合特性及其解耦控制问题.建立了俯仰/偏航通道耦合动力学运动模型,引入相对增益指标,定量分析了小直径炸弹俯仰/偏航通道的耦合特性;利用对角矩阵补偿方法,设计了工程适用的俯仰/偏航运动的解耦补偿控制器.仿真实例表明:系统耦合项增益能得到有效的抑制,所设计的解耦补偿控制器对控制指令的动态跟踪性能良好,为小直径炸弹BTT控制系统的工程应用提供参考.

摘要：高超音速导弹弹道优化的目的是针对其弹道数学模型,设计方案弹道,寻求一个最优攻角规律使得弹道性能指标最优.为此将弹道问题转化成最优控制问题,通过最小值原理,得到滑翔飞行距离最大的最优弹道的一阶必要条件,采用遗传算法求解了此两点边值约束问题.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束条件下,通过最优控制解法和遗传算法求取最优弹道方法可行.

摘要：为了探究影响变后掠翼制导炸弹滑翔增程能力的主要因素,采用粒子群优化算法分别对亚、跨、超三种投放条件下的滑翔弹道进行优化设计。固定外形与变后掠外形的优化对比结果表明:在超音速投放条件下采用变后掠翼外形具有明显增程效果,在亚音速投放条件下采用变后掠翼外形增程效果不明显。研究结果可为变后掠翼制导炸弹的总体设计提供参考。

摘要：采用θ-D近似控制技术研究了制导炸弹非线性动力学的次最优控制问题。通过引入设计变量θ,使得伴随状态λ按幂级数序列展开,进而将HJB方程简化成一组递归的代数方程进行求解。以滑翔制导炸弹为研究对象,针对θ-D控制技术特点,在纵向平面内建立了制导炸弹的控制数学模型,并设计了θ-D控制器。数字仿真实验表明θ-D方法设计的制导炸弹控制器效果明显,方法是合理的、可行的,为制导弹药的非线性控制系统提供了一种新的研究思路。

摘要：根据制导炸弹控制飞行过程与各个分系统的特性,描述了"惯性/卫星"制导炸弹的工作过程,建立了合理的数学模型,并且通过Matlab/Simulink中嵌入S函数法,设计了一种效率高、建模简单、实现方便的计算机仿真方法。最后,以某型制导炸弹的计算参数为例进行仿真,详细分析了制导炸弹飞行过程中控制系统的工作情况,检验了系统动静态特性,验证了制导炸弹控制器参数设计的合理性;并采用蒙特卡洛法,提出了一种置信度较高的全弹系统的精度打靶仿真方法,以配合小子样飞行试验对系统性能进行评定。为进一步的半实物仿真和全实物飞行试验提供了一些有价值的依据。

摘要：阻力型ＡＰＦＳＤＳ脱壳过程是一个复杂的物理过程，受到机械干扰、气动干扰等因素的影响，形成对初始参量的扰动，从而影响弹丸的弹道性能．文中应用田口方法，对阻力型ＡＰＦＳＤＳ在综合干扰效应下的脱壳过程进行了参数优化设计，得到了可行的最佳方案，大大减小了初始扰动的影响。

摘要：研究了一种巡飞航弹高度控制系统的计算机辅助设计方法。针对巡飞航弹在巡飞过程中参数时变特征,采用参数空间方法对巡飞航弹俯仰角稳定回路和高度稳定回路参数进行设计。由于高度稳定回路阶次较高,不利于参数空间方法实现,提出对角稳定回路降阶的办法来选取高度控制参数,并在时域和频域里对控制系统的品质进行了分析。仿真结果表明控制系统满足巡飞航弹等高巡飞的指标要求。研究结果有较好的理论和工程实用价值,可以为巡飞弹控制系统的深入研究提供参考。

摘要：为提高装备管理软件开发效能,本文将形式化方法与软件工程化思想有机结合,给出了基于Z语言的装备管理业务基础软件平台的体系结构和设计,并基于Z-EMP平台开发了AA-MIS原型系统,验证了Z-EMP平台的研究方向和设计思想是正确可行的,为解决装备管理信息系统软件开发问题提供了一种思路和方法。

摘要：多管火箭武器系统的总体论证、总体设计，需要对系统进行发射动力学分析。该文用图论的观点分析多管火箭发射系统的结构，用多刚体动力学的分析方法，把多管火箭系统刚化为火箭弹、俯仰部分、回转部分和载体部分等４部分刚体，适当改进了多刚体动力学中动力学增广体的概念，使之更适合于多管火箭武器这一特殊系统的发射动力学分析。建立了以矢量、张量为基础的矩阵形式的多管火箭发射动力学普遍方程。