- 张炳辉;
<正> 前言在××型号射击指挥仪中,发射瞄准角对地球自转的修正公式为: θ_(dz)=-Ωsinφ_ot_(zk) 其中θ_(d)z——由地球自转产生的前置瞄准角修正量Ω——地球自转角速度,约为7.272×10_(-5)弧度/秒φ_(o)——导弹发射点的地球纬度 t_(zk)——导弹自控飞行时间此结果是仅考虑哥氐力且忽略空气阻力的条件下得到的。当自控距离为95公里、发射点地球纬度φ_o=45°时与θ_(dz)等效的自控段终点的侧向修正距离约为1558米。如果按此公式修正,将起不到修正的效果,反而愈修愈偏。近期为了对空气阻力的影响加一点修正,又定性
1983年04期 1-20+105页 [查看摘要][在线阅读][下载 620K] - 徐世杰;吴瑶华;
本文应用POWELL方法,对某飞航式导弹航向稳定回路参数进行了优化设计。探讨了系统具有非线性及滞后特性时,参数的初始值、初始扰动、计算时间等因素对优化结果的影响。对控制工程中常用的几种最优准则,分别求得最优参数,比较了这些参数对系统动态品质的影响。并构造了一种目标函数,得到了令人满意的优化结果。
1983年04期 21-30页 [查看摘要][在线阅读][下载 277K] - 吕顺祥;
本文较系统地讨论了设备(系统)可靠性评定的理论和工程方法,它包括:设备可靠性评定的工程措施,评定公式和计算步骤,试验结果记录、处理图表,计算用附表……。它尤其适用于导弹分系统和分机在调试、总装测试、飞行试验技术准备、使用和寿命试验中可靠性指标的评定和检验。
1983年04期 31-80页 [查看摘要][在线阅读][下载 1245K] - 张宗林;
<正> 一、前言 1.1 问题的概述在外弹道数据处理中,常用线性数值微分公式计算飞行器的速度。其中h为观测值X,的间隔,n为微分点数。在一般情况下,计算结果的精度是较好的;但是当弹道变化的曲率稍大时,公式(1)的误差就明显地暴露出来,从而影响计算结果的精度。曲率变化较大的弹道段,例如级间分离段、关机段等,在研制过程中又往往是人们关注的地方,所以有必要进行误差的补偿,以满足参数精度的要求。
1983年04期 81-86页 [查看摘要][在线阅读][下载 173K] - 李存杰;
本文首先介绍国外选用火箭-冲压组合发动机作反舰导弹动力装置的动向,然后对出现该动向的原因作了分析。
1983年04期 87-95页 [查看摘要][在线阅读][下载 342K] - 俞志高;
<正> 燃气舵装置是导弹推力向量控制的技术方案之一。这种舵一般安装在喷管后面并伸入喷气流中,当导弹起飞后,它随同控制系统控制导弹的飞行方向,它的优点是简单可靠。一、燃气舵的使用要求和工作环境燃气舵作为导弹推力向量控制装置,只要满足以下要求便是可取的。
1983年04期 96-100页 [查看摘要][在线阅读][下载 210K] -
<正>~~
1983年04期 101-104页 [查看摘要][在线阅读][下载 123K] 下载本期数据