摘要：作为中小型电动力巡飞弹的主要能量来源,巡飞弹载锂原电池的性能和安全性直接关系到整弹的质量与安全。将弹载锂原电池特性与巡飞弹全设计周期相结合,分别从单体电池安全性、组合电池安全性以及应用系统安全性三个维度开展研究工作,分析研究锂原电池在各个设计环节的安全特性及设计方法,以期提高巡飞弹载锂原电池乃至整弹的应用安全性水平,为相关研究和工程设计提供参考和借鉴。

摘要：伴随巡飞弹这一新型武器系统的快速发展,巡飞弹载光电载荷设计过程中关于小型化、轻量化、抗过载等多种要求的设计矛盾日益突出。为解决巡飞弹载光电系统小型化轻量化前提下的高效承载问题,建立了一种基于拓扑优化的巡飞弹载光电关键结构设计方法。该方法以结构低阶模态频率和过载工况下的结构柔顺度为设计约束,以质量最小为目标,建立了基于变密度法的拓扑优化设计模型,进而利用Altair HyperWorks软件求解得到关键结构的拓扑布局方案,之后综合弹载光电系统功能要求和零件加工工艺等要求,利用UG软件对拓扑优化结果进行几何模型重构并开展校核分析,最终完成关键结构的优化设计方案。在应用算例中,首先对某巡飞弹载光电关键结构零件光具座的经验设计方案进行了分析,然后利用该拓扑优化设计方法,在主要力学性能保持不变甚至部分性能有所提升的前提下,将该光具座结构成功减重22.4%,有效提高了该巡飞弹载光电系统的轻量化水平和结构承载效能,满足了系统设计要求,同时也表明了该优化设计方法的有效性和实用性,具有良好的推广性。

摘要：为快速获得满足工程需要的小型巡飞弹电动推进系统,采用螺旋桨涡流理论和一阶电动机模型建立了电动推进系统效率计算模型。以巡飞弹巡航阶段电动推进系统效率最高为目标,将爬升阶段巡飞弹所需推力及对应的反扭矩作为约束对桨机参数进行了快速优化设计,得到了电动机与螺旋桨的设计指标。根据该设计指标开展了电动机测功试验,完成了电动机选型;利用Kriging代理模型对螺旋桨进行了详细优化设计,并计算了完整的气动参数。针对设计得到的巡飞弹电动推进系统开展了风洞吹风试验,结果显示螺旋桨理论计算与试验测试误差在8.5%以内,巡航阶段电动推进系统效率设计结果与测试结果误差在2.7%以内,表明所提出的电动推进系统设计方法合理有效,能够为此类巡飞弹设计提供一定程度理论指导。

摘要：为适应巡飞弹群集群作战时安全状态的转换,针对可靠实现保险恢复及再解保的安全控制需求,提出并设计了基于电子安全系统的巡飞弹引信多态安全逻辑控制方法。根据电子安全系统的结构,确定电子安全系统两个现场可编程门阵列(FPGA)之间的输入输出关系及多态安全逻辑控制流程。基于设定的解保逻辑,分析并计算引信安全系统在发射前的意外失效率,其满足引信安全性准则要求。设计FPGA内部运行的状态机来控制巡飞弹引信状态的转换,通过仿真与试验验证在环境信号正常出现时各级保险可正常解除,当环境信号错误出现以及恢复保险等情况下各解保信号与状态也可以按照设定转变。研究结果表明,安全系统可按照预定逻辑实现安全状态控制,满足巡飞弹的作战需求。

摘要：为了解决巡飞弹空中上电后在无参考姿态条件下的初始姿态确定问题,采用低成本磁力计、陀螺仪和加速度计(MARG)传感器设计姿态航向参考系统(AHRS),并提出了一种自适应参考矢量权重的快速初始姿态估计(AFCF)算法。首先,提出了三轴传感器使用前的快速误差校准方法;然后,采用快速互补滤波算法进行姿态估计,分析了其权重函数对于初始姿态估计及收敛性等的影响;接着,提出自适应参考矢量权重及自适应姿态估计方法;最后,利用高精度MTI(Milliren Technologies,Inc)传感器数据对算法进行了验证,并在低成本MARG姿态航向参考系统中对算法进行了实现,对比了改进算法及扩展卡尔曼滤波(EKF)算法的性能。实验结果与分析表明:动态条件下采用MTI传感器数据,改进算法能够在初始时刻收敛,比快速互补滤波(FCF)算法提前约4s;解算精度约为±0.6°,初始时刻精度明显优于FCF;硬件测试则表明改进算法的处理时间为0.062ms,仅为EKF算法的1/9,解算精度约为±1.3°,能够满足姿态测量过程快速收敛、高精度、实时性等要求。

摘要：针对巡飞弹航迹跟踪过程受风速、风向影响的问题,在风场环境下,通过建立运动模型,研究并提出了基于变增益虚拟参考点和系统外回路动态补偿的非线性制导律算法。根据制导律参数中固定距离限制的问题,设计了变增益虚拟参考点并分析了航迹跟踪的稳定性条件,针对系统外回路滞后特性设计了动态反馈补偿因子,同时给出了参数计算方法及运动约束条件。通过数学仿真方法分别对无风及有风条件下的制导律进行验证,考虑到实际飞行试验困难的问题,基于vc++搭建了半实物实时仿真平台,通过硬件在回路仿真,验证了航迹跟踪性能。结果表明:改进制导律可有效克服风干扰、具有较高的跟踪精度且易于工程实现。

摘要：针对EFP战斗部的特点,通过建立命中点模型,对巡飞弹的引战配合进行设计.在弹目交会参数和弹体姿态已知的情况下,计算出命中点相对于弹体质心的空间位置,进而判断是否命中目标和确定最佳起爆延时算法.研究结果表明,该起爆延时算法适用于采用EFP战斗部的巡飞类弹药引战配合设计.

摘要：对某巡飞弹的新型扇式弹翼进行了结构优化,将前翼的翼尖变形最小做为优化目标,取中翼、后翼长度及其与前翼连结点做为设计变量;采用FLUENT软件计算了相关的气动升力,将前、中、后翼近似简化为受均布线载荷作用的三根铰链悬臂梁,通过对此超静定结构的受力分析,建立了优化目标与设计变量之间的函数表达式,导出其优化数学模型,采用复形调优法进行迭代计算,代入约束条件,得出了最优结果。结果表明:采用扇式弹翼既能有效地提高升力,也能大幅减小弹翼的结构变形。

摘要：动力系统选型是影响巡飞弹战技指标中的航时、巡飞速度、航程以及任务载荷重量系数的关键因素之一。基于能量守恒推导出电动力螺旋桨、活塞式螺旋桨动力与喷气式动力3类动力型式的巡飞弹总体参数估算公式,利用敏度分析的思想逐个研究各动力型式性能参数对巡飞弹战技指标的影响程度与影响规律,并从能源供给的角度对比3类动力型式所用燃料的等效比能量特性,梳理出影响各动力型式差异的根源,为巡飞弹顶层设计阶段的动力系统与作战使用之间适配选型提供有效的指导原则。

摘要：巡飞弹可由多种武器平台发射,受投放平台影响,弹载飞行器展开时初始工作状态具有不确定性。弹载飞行器拉平段有别于任意传统飞行模式,针对该特殊过程,建立了拉平段动力学模型;利用Fluent仿真方法获取可靠气动力参数;搭建Simulink飞行仿真模块并设计了俯冲拉平段控制策略;实现Simulink-Flight Gear方法实时飞行状态显示。通过仿真实验,得出拉平段飞行特性,如运动参数收敛较慢、具有一定高度损失等特点,这对多种运载平台弹载飞行器初始状态分析、控制算法研究均有借鉴意义。