利用弹上器件测风方法

导弹子母弹携带的子弹药战斗部在开舱之后受到风况的影响很大,需要对子弹药的落点进行修正控制以提其的作战效能。针对这一需求,研究了适用于导弹稳定平飞阶段的常值风测量方法。根据导弹弹体姿态＂随风飘＂的特性,提出了一种只利用弹上器件的测风方案,并以水平面内的常值风为例,以概率统计的方法进行了测量误差分析。计算分析结果表明,若在导弹开舱之前稳态平飞阶段内,根据弹上组合导航系统和空速表的多次测量值进行简单的计算处理,测风误差将大大减小。该方案简单可行,易于实现,具有一定的工程应用价值。     

Synthesis and Crystal Structure of Two Coordination Complexes Based on H2dpa and Tmd Ligands

Two new transition metal compounds, [Mn(dpa)2(tmd)2]n (1, H2dpa = 4-hydroxy-phenyl-acetic acid, tmd = 4,4-trimethylenedipyridine) and [Co4(dpa)6(tmd)4(H2O)4]n·nH2O·nCl2 (2), have been synthesized by hydrothermal synthesis. Compound 1 crystallizes in the monoclinic system, space group P21/n with a = 9.828(3), b = 17.493(5), c = 11.616(4), β = 110.146(6)o, V = 1874.9(10)3, C42H42MnN4O6, Mr = 753.74, Z = 2, Dc = 1.335 g/cm3, μ = 0.406 mm–1, F(000) = 790, the final R = 0.1047 and wR = 0.2021 for 2698 observed reflections (I > 2σ(I)). Compound 2 crystallizes in the monoclinic system, space group P21/c with a = 11.7214(13), b = 17.1582(19), c = 24.625(3), β = 103.055(3)o, V = 4824.4(9)3, C100H104Cl2Co4N8O23, Mr = 2094.55, Z = 2, Dc = 1.443 g/cm3, μ = 0.809 mm–1, F(000) = 2180, the final R = 0.0550 and wR = 0.0673 for 4104 observed reflections (I > 2σ(I)). These complexes were characterized by elemental analysis, IR spectroscopy, and X-ray single-crystal diffraction. The structural analyses show that the two compounds are both one-dimensional chain structures. However, compounds 1 and 2 form threedimensional supramolecular structures by hydrogen bonds, respectively.     

多导弹攻击时间协同的滑模制导律

针对多导弹攻击时间协同的高价值或大型目标攻击问题,基于滑模控制方法,提出了一种非奇异的滑模制导律,并设计了一种适用于机动目标的导弹剩余飞行时间估计方法。通过对滑模制导律切换控制部分的合理设计,保证了系统的Lyapunov稳定性,且避免了滑模面的收敛和保持受到弹道收敛的影响总是可达的。适用于机动目标的剩余飞行时间估计方法采用虚拟目标的设计思路,将目标加速度和速度对弹目相对运动关系的影响投影到弹目视线方向上,从而实现目标的虚拟静止。针对目标固定、非机动和机动三种情况,进行了多枚导弹飞行时间协同攻击的数字仿真。仿真结果表明所估计的剩余飞行时间可以快速收敛到真值,且误差趋近于零。所设计的多导弹攻击时间协同滑模制导律在完成目标攻击的同时,实现了导弹间在攻击时间上的协同。     

舵角输入饱和下的导弹自动驾驶仪系统自适应控制研究

针对一类导弹自动驾驶仪系统,从实际出发考虑系统舵角输入具有饱和非线性特性,在系统建模中利用多项式模型充分描述系统的气动参数不确定性,在此基础上深入研究了系统自适应控制器的设计方法.在控制器设计中,通过引入二阶辅助信号系统,对饱和非线性输入进行精确补偿.针对系统中未知气动参数,通过设计参数的自适应估计率实现对未知参数的精确估计,进而补偿了未知气动参数不确定性影响.自适应控制器在保障系统稳定的同时也实现了系统输出对指令信号的良好跟踪效果.     

空间目标的可见光散射与红外辐射

利用Lowtran7大气传输模型计算了0．4～0．8μm可见光波段的太阳辐射、大气自身的热辐射以及天地背景辐射。利用粗糙面光散射理论与双向反射分布函数计算了空中目标表面对太阳辐射、云层对阳光反射的散射。并利用传热学和背景辐射理论，根据能量守恒定律建立了空间目标表面温度的热平衡方程。以气球为例，计算了不同表面涂层材料的气球在不同地理位置、不同高度、不同时间、温度及辐射功率的变化。分析了空间目标红外辐射特性的一般规律和特征。     

美国国家导弹防御系统（NMD）

NMD是由5大部分组成的，即预警卫星、改进的预警雷达、地基雷达、地基拦截导弹和作战管理指挥控制通信系统。     

以推进剂为燃料对炸药的快速烤燃试验

比较大型的导弹，在发射初期中，其火箭发动机有出现意外燃烧和爆炸事故的可能，这将会在导弹及其发射阵地周围形成火灾，对导弹战斗部炸药装药形成高温的烤燃环境，如果炸药被烤燃或被烤爆，将会造成较大的破坏。因此，研究高能炸药在高温作用下引爆的条件和规律，对于深入认识炸药起爆机理，安全使用炸药，提高武器系统的安全性和适应性具有重要的意义。     

高超音速飞行子弹减速滞空技术

在现代战争条件下，采用导弹主动攻击手段，运用突防技术干扰敌方的远程警戒雷达，可以有效提高作战攻击效果。本项目研究了特弹在目标上空抛撒出的高超音速飞行下落子弹迅速减至亚音速并在空中停留达一定时间的减速滞空技术。     

导弹命中率的估计和检验

本文讨论了导弹可靠性试验中提出的有关命中率的估计和检验问题，考虑估计量Ｐ与命中率Ｐ的误差，它服从正态分布Ｎ（０，σ２Ｐ）。我们设法将非线性函数化为线性函数，运用线性函数的误差传递公式，设法得到σ２Ｐ的估计，从而可求得Ｐ的置信水平为１—α的区间估计。并由试验结果对命中率是否达到指标值作假设检验。     

什么是飞航导弹

 飞航导弹(西方统称巡航导弹),是一种以火箭发动机或吸气式发动机为动力,装有战斗部、自控飞行的作战武器。“飞航”是指导弹在大气层内升力与重力、推力与阻力大致平衡的条件下,以某一较经济或特定的高度和速度进行飞行的方式。