摘要：针对某型通用导弹飞行弹道的特殊性,文中提出了一种给定飞行高度规律的高度下滑飞行方案。考虑到通用导弹采用的是简易捷联惯性导航的控制方案,在飞行速度变化较小或近似不变时的垂直速度,通过积分器对其信号进行积分,即可得到导弹的实时位置。因此在充分利用捷联惯导的加速度计的基础上,通过控制捷联惯导的垂直速度,进行了高度下滑规律的理论推导,最后进行数学仿真和验证,仿真结果表明该方案合理可行。

摘要：引言装备的使用和保障总是要直接或间接地通过人在一定的环境条件下完成的,这就构成了人—装备—环境之间的关系,即人—机—环系统。研究人、机、环之间的关系,使之相互协调,充分发挥产品或装备的效能,这也是可靠性工程的任务。在装备研制中就要把人的能力数据和特性,以及环境对人、机的影响等方面的因素考虑到装备及保障系统的规划和设计中去,开展人素工程工作。

摘要：以空空导弹制导系统半实物仿真(DIS系统)为基础,基于HLA技术设计空战仿真战场,为其提供作战飞机敌我对抗的环境,研究了组建异构集成的空空导弹综合仿真系统的方法和主要技术问题。空空导弹综合仿真采用两层式的系统框架,使用桥接方式进行DIS、HLA异构系统集成,优化时间推进逻辑配合计时硬件卡保证桥接器的近实时性,以HLA时间管理保障仿真逻辑的正确,可以实现异构系统的有效集成。该研究成果可以用于指导工业部门的空空导弹综合仿真系统组建,对其它类似的异构系统集成也具有一定的借鉴意义。

摘要：文章设计完成了一套基于旋转变压器检测无刷直流电机转子位置并实现换向功能的数字伺服舵机系统,采用TMS320F2812作为系统的控制核心,在介绍正余弦型旋转变压器的基本工作原理的同时,设计了旋转变压器与DSP和驱动器的接口电路及相关外围电路,并利用专用旋变解码模块实现电机换向位置信息的解算。经试验证明,该改进舵机控制电路能够实现伺服系统的功能,克服原霍尔换向系统缺点。

摘要：目的探索固体火箭发动机装药低温老化试验方法和机理,为固体发动机寿命预测和延寿提供支撑。方法设计方便取样测试的结构试验器,通过仿真计算确定具有一定应变水平的装药内孔尺寸,开展-10℃和-35℃低温老化试验。老化后首先对结构试验器进行无损检测,再取出药柱制取推进剂标准试样,进行常温和低温快速拉伸力学性能测试。结果设计完成三段连接式结构试验器,既不破坏药柱所承受的应力载荷,又保证取样方便、安全。无损探伤表明,经过低温长期贮存的结构试验器药柱没有产生裂纹和脱粘现象。推进剂的常温力学性能无明显变化,低温的最大抗拉强度有所升高,最大伸长率降低明显,-10℃和-35℃低温老化试验后,最大伸长率分别降低了24%和40%。结论推进剂内部产生了微损伤,承受低温快速应变(对应低温点火冲击状态)能力下降明显,应引起高度关注。

摘要：飞控组件作为空空导弹的核心部件,需要实现对全弹各个组件的调用,具有丰富的对外接口以及复杂的时序逻辑。对此,研究飞控组件接口、时序、性能的相关测试流程,介绍整个测试流程的设计以及基于C++的软件实现方案,并采用互斥锁设计以及原始数据采集的功能模块。飞控组件测试系统目前已经应用于产品的科研和交付,具有良好的稳定性。

摘要：针对某新研点火器进行2m跌落试验后点火药柱出现断裂问题,进行了耐冲击力分析与试验研究。结果表明:因点火器管体加长,支撑垫点接触设计不满足药柱缓冲效果,点火药柱在冲击过程中出现应力集中区域并发生断裂,通过将支撑垫点接触改进为线接触,解决了该故障。