一、航炮武器系統(tǒng)效能的數學模型研究（論文文獻綜述）
岳通[1]（2020）在《定距彈對無人機的毀傷概率分析》文中研究說明近年來,無人機在世界各地的沖突中出現(xiàn)的頻率及其發(fā)揮的作用越來越大;同時隨著無人機技術的發(fā)展,由于“低小慢”無人機易于提帶,操作難度小、價格低廉、不易發(fā)現(xiàn)等特點,使得無人機成為了很多別有用心的人或恐怖襲擊者優(yōu)先選擇的武器,對大型會場的安保,重點目標保護,提出了嚴峻的挑戰(zhàn),也給國家安全帶來了威脅。為應對“低小慢”無人機在軍事領域和反恐領域帶來的威脅,提出了利用近程高射速防空武器系統(tǒng)發(fā)射定距彈,空炸形成自然破片來硬毀傷無人機的反無人機技術,以提高對無人機的毀傷效能。文中運用基于對空空炸射擊條件下的坐標毀傷定律計算模型,計算定距彈對無人機的毀傷概率。該計算模型考慮到了彈目相遇點、彈目相遇速度、相遇角度、破片動態(tài)飛散角、武器射彈散布誤差、隨動誤差、火控誤差等因素。為解算得到彈目相遇點、彈目相遇速度、相遇角度;文中通過對比分析了龍格-庫塔法及麥克勞林級數解析法在解算外彈道諸元方面的計算精度,結果表明:麥克勞林級數解析法在解算彈丸各飛行參數值具有較高的計算精度,最大為誤差6%,并用麥克勞林級數法解算得到目標各提前點坐標、彈丸落角、落速、飛行時間等彈道飛行參數。為解決進行彈道計算時,所需的氣動參數,文中運用CFD軟件對定距彈在不同馬赫數（Ma=0.8-3.0）、不同攻角（?=0?-9?）、不同轉速（0-80000r/min）下,動靜態(tài)的氣動參數進行了數值仿真計算,并給出了氣動參數隨彈丸不同轉速、不同馬赫數及不同攻角的變化規(guī)律。為考慮破片的動態(tài)飛散特性,文中分析計算出定距彈在靜爆狀態(tài)下的破片的初速,破片飛散角及其破片質量的空間分布規(guī)律,破片動態(tài)飛散角度及動態(tài)速度需考慮彈丸在提前點出的落速。用該毀傷概率計算模型計算給出,同一航路下,目標在不同飛行速度及武器在不同射速、不同點射長度下的毀傷無人機的概率,武器系統(tǒng)射擊方案的制定提供參考;計算得到的武器的射角及方向角隨打擊時間的變化曲線可以為隨動系統(tǒng)的設計提供參考。
張瑜[2]（2020）在《直升機航炮對機動目標射擊效力研究》文中研究指明武裝直升機在現(xiàn)代戰(zhàn)場上可對地面目標及空中目標實現(xiàn)火力打擊,并可對我方單位實施火力支援。本文首先對機動目標的軌跡跟蹤預測技術進行了研究分析,通過無跡卡爾曼濾波的交互式多模型算法對目標軌跡進行預測,并將預測結果與傳統(tǒng)的CV、CT運動模型進行對比分析,通過濾波處理獲得算法對機動目標跟蹤過程中的濾波誤差及標準差;隨后建立了航炮內外彈道計算分析模型,并通過數值仿真對比分析了航炮內外彈道過程中裝藥量對航炮的初速影響以及初速、彈道風、射角等因素對航炮外彈道的影響,隨后分析了初始擾動、直升機下洗流對航炮外彈道的影響,并建立了航炮落點散布及立靶散布計算仿真模型;其后建立了航炮對地面二維機動目標及空中三維機動目標的毀傷概率計算分析模型,并分析了航炮對機動目標的毀傷效能;最后運用Matlab與C#混合編程技術,采用模塊化編程編制了航炮對機動目標的射擊效力分析軟件,便于計算分析航炮對機動目標的軌跡跟蹤、航炮內彈道、外彈道、射擊散布及毀傷概率。通過理論計算和仿真分析建立了直升機航炮對地面、空中機動目標的射擊效力計算分析模型,為直升機航炮的效能分析、模擬對抗訓練及實戰(zhàn)演提供了理論依據和技術支持。
徐康發(fā)[3]（2020）在《多機協(xié)同空戰(zhàn)智能決策與評估方法》文中指出近些年來,隨著信息化技術的高速發(fā)展和先進裝備的大量列裝,空戰(zhàn)智能化程度及戰(zhàn)場復雜程度愈來愈高,多機協(xié)同空戰(zhàn)智能決策與評估問題也成為了我軍爭奪戰(zhàn)場制空權亟需解決的問題。為了解決協(xié)同作戰(zhàn)空戰(zhàn)戰(zhàn)場中出現(xiàn)的環(huán)境變化快、敵情復雜、敵我信息量大以及模型復雜等問題,本文從我機編隊對空協(xié)同作戰(zhàn)的作戰(zhàn)流程開始研究,將空戰(zhàn)過程分為多機多任務分配、空戰(zhàn)攻防決策和攻防決策評估三個過程。本文通過對基礎任務信息、固定數據的采集分析結果,對我機進行協(xié)同任務分配,根據不同的任務分配結果開展實時的戰(zhàn)機空戰(zhàn)攻防決策,再基于決策的結果進行評估,判斷是否需要二次決策,完成整個閉環(huán)的空戰(zhàn)過程。此外,本文基于QT5可視化開發(fā)平臺和C++編程語言,開發(fā)并搭建分配-決策-評估一體化空戰(zhàn)綜合仿真平臺進行仿真驗證工作。論文的主要內容有如下幾方面:首先,針對多機協(xié)同任務分配問題,提出了基于一致性的分布式算法。通過建立多機任務分配的約束模型,在考慮我機攜帶載荷的種類、數量以及任務時序性和時間窗口期的前提下,采用分布式算法構建相關任務集,并利用一致性原則建立沖突消解規(guī)則,保證任務的完成度和飛機的使用率。通過數值仿真任務分配路徑軌跡以及時序軌跡,驗證算法的穩(wěn)定性和準確性。其次,針對戰(zhàn)機空戰(zhàn)攻防決策問題,提出了一種改進的模糊決策樹算法。由于空戰(zhàn)決策過程中各個指標耦合性較大,模型復雜且無法用精確的函數準確表示,因此采用模糊隸屬度函數構建決策屬于特征屬性集,并將指標模糊化處理,再根據決策需求,將攻防決策考慮為機動決策、火力決策和干擾決策共同輸出。同時根據決策樹算法生成響應的模糊推理規(guī)則,并針對傳統(tǒng)決策樹存在的結構冗雜、泛化能力差以及決策時間久的問題,通過給定閾值和將模糊增益比去模糊化的方式,將多叉樹進行剪枝為二叉樹,從而提升決策樹的快速決策能力和普適性。通過數值仿真敵我空戰(zhàn)軌跡,驗證證明了算法的合理性。再者,針對戰(zhàn)機攻防決策評估問題提出了基于云模型的空戰(zhàn)決策評估算法。該算法針對評估對象特點,分層建立決策評估指標體系,利用一致性賦權法和熵權法相結合的主客觀綜合賦權法進行指標集賦權,通過對空戰(zhàn)過程中的基礎數據進行采樣,求解加權偏離度和語言集評語以及可信度。通過數值仿真指標集云模型實驗證明,該算法能夠有效解決評估過程中評估語言集的不確定性問題,評估結果快速有效。最后,基于QT5可視化開發(fā)平臺和C++編程語言工具開發(fā)多機協(xié)同空戰(zhàn)綜合仿真平臺。本章詳細闡述了軟件架構以及分界面結構。利用給定基礎數據輸出任務分配結果,在分配結果的基礎上輸出攻防決策結果,再針對決策結果進行評估,輸出評估結果,從而完成了整個平臺的開發(fā)工作。通過測試用例試驗表面,該分配-決策-評估一體化空戰(zhàn)綜合仿真平臺運行快速準確,相關算法設計的合理有效。
余馳,張鋼峰,楊超[4]（2019）在《航炮射擊炮振響應抑制特性分析》文中進行了進一步梳理為有效抑制后坐力和前沖后坐位移,對航炮射擊炮振響應抑制特性進行分析。建立航炮前沖后坐的動力學模型,對航炮射擊無緩沖時后坐力以及航炮射擊過程的剛度進行分析,對不同射速、阻尼條件下的后坐力和前沖后坐位移響應抑制進行仿真試驗。該研究可為航炮在武器系統(tǒng)集成應用提供參考。
肖俊波[5]（2019）在《小口徑自動炮低后坐發(fā)射與振動控制技術研究》文中指出以科研項目中的多種小口徑自動炮系統(tǒng)為研究對象,以武器系統(tǒng)低后坐發(fā)射和連發(fā)射擊身管振動控制為主要研究內容,結合多體系統(tǒng)動力學、槍炮內彈道學、氣體動力學等理論與方法,對所研究的小口徑自動炮系統(tǒng)低后坐發(fā)射機理及技術、架座受力與身管振動控制的關鍵影響因素等方面展開研究工作,解決武器系統(tǒng)發(fā)射時后坐力大、振動劇烈的問題。主要研究內容如下:（1）針對某小口徑自動炮的結構特點和發(fā)射原理,考慮身管和架座彈性變形建立了火炮連發(fā)射擊剛柔耦合多體系統(tǒng)動力學模型,通過數值計算獲得了單發(fā)和連發(fā)射擊條件下的后坐運動和后坐力規(guī)律,與試驗測試結果吻合較好,并發(fā)現(xiàn)了不同射速對后坐力變化有較大影響,獲得了摩擦阻尼緩沖器參數與射速的匹配關系對后坐力的影響規(guī)律,合理匹配小口徑自動炮射速與摩擦阻尼緩沖器的相關參數,能夠有效降低該火炮的后坐力。（2）提出了將膛口制退器和緩沖器兩者合理匹配的高效減后坐力技術,實現(xiàn)大幅度降低自動炮連發(fā)射擊后坐力。建立了小口徑自動火炮剛柔耦合多體動力學模型,通過仿真計算,使該自動炮后坐力得到了顯著降低,理論計算曲線與試驗曲線基本相符。得出了只有將高效的膛口制退器與緩沖器的參數合理匹配,才能使小口徑自動炮的后坐力得到顯著降低的結論。（3）采用“正交實驗設計”與“N元M次正交多項式數值擬合”相結合,對制退器與摩擦阻尼緩沖器參數匹配進行了優(yōu)化設計,得出了制退器與摩擦阻尼緩沖器結構參數的最優(yōu)解。這兩種優(yōu)化方法相結合,對所建立的復雜數學模型,可以方便、快捷、精確地求解出設計方案中的最優(yōu)解,這種優(yōu)化設計方法不僅計算量相對較小而且最優(yōu)解精確度較高。（4）提出并設計了新型時延式噴管氣流反推減后坐裝置,并與多種膛口制退器進行了匹配和分析。推導了含有變質量項的內彈道方程組和含有變質量項的后效期火藥燃氣基本運動方程組,建立了時延式噴管裝置多體動力學數學模型。分析了時延式噴管氣流反推減后坐裝置對膛口制退器制退效率的影響。新型時延式噴管氣流反推減后坐裝置與膛口制退器兩者有機相結合,既能夠明顯使身管武器發(fā)射的后坐力降低,又能夠對彈丸的初速影響較小。（5）提出將高效膛口制退器、時延式噴管減后坐裝置和新型阻尼可調緩沖器3者相結合的復合型減后坐技術,建立了小口徑自動炮復合型減后坐剛柔耦合數學模型。經過仿真分析和試驗驗證,計算結果曲線與試驗曲線基本相符。將高效膛口制退器、時延式噴管減后坐裝置和新型阻尼可調緩沖器3者相結合的復合型減后坐技術能夠有效使自動炮后坐力顯著降低。（6）提出了利用噴管氣流反推動力偶來同步控制火炮身管振動的技術,并提出了制退減振雙功能噴管氣流反推動力偶來同步控制火炮身管振動的技術。噴管氣流水平反推沖量可以高效減后坐,噴管氣流垂直反推沖量形成的動力偶可以有效控制火炮身管振動,由于后坐力是引起身管振動的主要激勵力,因此減少武器身管的后坐力也可以實現(xiàn)使身管減振的目的。（7）提出一種新型身管武器自適應保壓超高速彈丸推進技術,能顯著提高常規(guī)身管武器彈丸初速。該技術能夠在保持最大膛壓基本不升高的前提下,大幅度提升槍炮身管武器的彈丸初速,是一種可行的超高初速彈丸推進新原理,并將高效膛口制退器、時延式噴管減后坐裝置和新型阻尼可調緩沖器3者相結合的復合型減后坐技術在超高初速身管武器上加以應用,表明該復合型減后坐技術能夠有效使該超高初速自動炮的后坐力顯著降低。通過上述關鍵問題的研究,最終形成了一整套適應小口徑自動炮系統(tǒng)低后坐發(fā)射與身管振動控制的研究方法,為我國新一代高初速、高精度、低后坐、輕量化的小口徑自動炮系統(tǒng)的研制提供技術支撐。
李佳圣[6]（2014）在《三腳架支承轉管機槍系統(tǒng)動力學建模與氣動力控制振動研究》文中研究說明大口徑轉管機槍由輕型三腳架搭載射擊,具有威力大和機動性強的突出優(yōu)點,但也帶來了后坐力大、射擊穩(wěn)定性差和射頻難以提高的問題。本文以輕型三腳架支承射擊的大口徑內能源驅動轉管機槍系統(tǒng)為研究對象,以轉管機槍射擊時的射擊穩(wěn)定性為核心研究內容,運用多體動力學理論、氣體動力學理論以及外彈道方程對轉管機槍由輕型三腳架搭載射擊時的動態(tài)特性以及射擊散布進行數值計算,分析影響轉管機槍射擊穩(wěn)定性的關鍵因素。以提升轉管機槍系統(tǒng)在輕型三腳架上的射擊穩(wěn)定性為最終目標,對轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學特性、膛口制退原理、膛口助旋制退原理以及火藥氣體反推控制連發(fā)射擊振動機理等進行了深入的研究和探索。主要內容如下：（1）利用多體動力學建模理論,考慮土壤作用力與內能源轉管武器射頻變化,建立了含輕型三腳架的大口徑轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學模型?；谏鋼暨^程中的膛口動態(tài)響應,結合外彈道方程建立了轉管武器射擊散布數學模型。通過動力學仿真以及外彈道計算,分析了轉管機槍系統(tǒng)射擊散布,并以此作為評價轉管機槍射擊穩(wěn)定性的衡量標準。通過分析轉管機槍射擊散布和膛口動態(tài)響應之間的關系,得出了影響射擊穩(wěn)定性的主要因素,為后續(xù)提升轉管機槍系統(tǒng)射擊穩(wěn)定性提供了研究方向。（2）基于超音速氣體動力學方程,結合內彈道方程建立了高效能膛口制退器氣體動力學數學模型。研究了制退效率隨制退腔數量、邊孔道面積和角度的變化規(guī)律。結合轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學建模,系統(tǒng)分析了不同膛口制退效率對轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學以及膛口動態(tài)響應的影響程度,計算了不同膛口制退效率對轉管機槍系統(tǒng)射擊穩(wěn)定性和射擊密集度的提升效果。（3）根據轉管機槍系統(tǒng)輕型三腳架不同支承狀態(tài),分析了三腳架有無支撐弧板和支撐弧板安裝位置對轉管機槍系統(tǒng)射擊穩(wěn)定性的影響規(guī)律。針對轉管機槍由輕型三腳架搭載射擊時的實際情況,研究了在不同方位射角上射擊時的轉管機槍系統(tǒng)射擊穩(wěn)定性變化規(guī)律以及射擊密集度變化情況,分析了不同方位射角下轉管機槍系統(tǒng)動態(tài)響應隨武器系統(tǒng)支承剛度的變化規(guī)律。（4）對含膛口助旋制退器的內能源轉管機槍發(fā)射動力學模型進行了研究。根據氣體動力學方程,建立了兩種結構膛口助旋制退器氣體動力學數學模型。通過改變膛口助旋制退器關鍵結構參數,研究了其對膛口助旋制退效能的影響規(guī)律。結合轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學模型,計算了膛口助旋制退器其對轉管機槍射頻提升效果,以及機槍膛口動態(tài)響應變化情況,為應用膛口助旋制退器于轉管武器系統(tǒng)提供了理論依據。（5）以控制后坐力對輕型三腳架作用力矩進而減小機槍系統(tǒng)自由振動為出發(fā)點,提出了利用部分膛內火藥氣體經過噴管外流反推實現(xiàn)控制連發(fā)射擊振動的穩(wěn)定方案。結合氣體流動準一維非定常流方程,以及變質量熱力學內彈道方程對氣體穩(wěn)定裝置進行了氣體動力學數值建模,分析了氣體穩(wěn)定力隨結構參數的變化規(guī)律。結合轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學模型,分析了力偶式氣體反推穩(wěn)定裝置提供的穩(wěn)定力偶對機槍系統(tǒng)連發(fā)射擊振動的控制效果。通過以上關鍵問題研究,本文最終形成了一整套應用于輕型三腳架支承發(fā)射高射頻武器系統(tǒng)的建模理論與振動控制方法。
王國良[7]（2012）在《對抗條件下先進戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)效能評估》文中進行了進一步梳理戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)效能評估是一門新興的綜合性、前沿性學科,貫穿于戰(zhàn)斗機的整個生命周期,不僅是評審新機研制方案、論證戰(zhàn)斗機的戰(zhàn)技術指標的重要基礎,也在戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)使用、改進改型、效費比分析以及軍事分析等方面有重要的作用。評估戰(zhàn)斗機效能涉及的因素眾多,因素對效能的影響又大多為非線性關系,合理的選擇指標體系以及科學的確定指標權重難度較大,且隨著現(xiàn)代科技的迅速發(fā)展、戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)使命、作戰(zhàn)樣式等不斷豐富,要求戰(zhàn)斗機效能評估系統(tǒng)應具有更強的靈活性,以適應不斷出現(xiàn)的新情況。首先介紹了武器裝備作戰(zhàn)效能評估的基礎理論,明確了作戰(zhàn)效能評估的基本概念,分析了各種評估方法的優(yōu)缺點和適用范圍；給出了基于最小二乘和對數最小二乘原理的指標組合賦權方法,對層次分析法（AHP）賦權時使用方根法替代特征值分解法的近似度問題進行了仿真分析,明確了方根法的應用范圍,對熵值法進行了改進,構造基于指標信息熵的判斷矩陣來求解權重,彌補了熵值法的不足,提高了賦權結果的可信度；結合當代戰(zhàn)機的特點,利用Delphi法,通過不斷的分析比較,建立了完備的戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)效能評估指標體系,并給出了各指標值的量化計算方法,提出了一種基于S型曲線的參數可調的戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)能力評估模型,大大提高了評估系統(tǒng)的靈活性：利用VC++及Matlab等工具設計研發(fā)了一套先進戰(zhàn)斗機效能評估軟件系統(tǒng),為評估系統(tǒng)的驗證及后續(xù)的研究提供了方便；最后通過總結指出了工作的亮點和不足,為以后的工作指明了方向。經過驗證,改進的熵值法科學、合理,提出的參數可調的評估模型適應性強,研發(fā)的效能評估軟件系統(tǒng)正確、可靠,且使用面向對象的編程技術,使以后的改進、升級更加便利。
李寧,齊曉林,李望西[8]（2011）在《基于戰(zhàn)例仿真的航炮射擊評估系統(tǒng)及應用》文中研究表明通過對影響航炮武器系統(tǒng)射擊精度的外在因素的分析,分別對陣風因素和人為因素進行了模型推導和條件設立,并基于計算機平臺建立了一套綜合性模擬評估系統(tǒng)模型;通過某一戰(zhàn)例實驗的仿真結果,驗證了模擬評估系統(tǒng)的正確性與實用性,對修正和完善射擊經驗數據,優(yōu)化航炮射擊方法具有重要的參考價值。
李廣磊[9]（2010）在《軍用直升機指標體系論證和評估方法研究》文中指出近幾年發(fā)生的幾場局部戰(zhàn)爭清楚地表明:在未來高技術戰(zhàn)爭中,軍用直升機的地位和作用越來越重要。因此,提高軍用直升機的綜合效能已成為當前軍事強國追求的共同目標。要有效提高軍用直升機的綜合效能,就必須從軍用直升機的研制和作戰(zhàn)運用兩方面入手,而無論對于研制還是對于作戰(zhàn)運用,軍用直升機的指標體系論證和效能評估研究都是很重要的基礎性工作。指標體系是進行綜合效能評估工作的基礎和依據,指標體系是否合理、完整,直接關系到最后的評價結果,是進行綜合效能評估的關鍵。本文在ADC模型的框架下,同指數法相結合,針對軍用直升機的特點,初步建立了軍用直升機綜合效能評估指標體系。所建立的指標體系保證了綜合效能評估指標體系的科學性、合理性,既反映了對軍用直升機的功能性要求,又反映了不同層次評價指標之間的相互關系并給出了指標的分解及確定方法,為軍用直升機綜合效能評估方法研究奠定了技術基礎。軍用直升機綜合效能評估是直升機研制過程中的關鍵環(huán)節(jié)。本文針對軍用直升機的可用性、可信性以及任務能力進行了方法研究。特別是在直升機的任務能力方面,著重對攻擊型直升機的對地攻擊和對空作戰(zhàn)兩個方面,以及運輸型直升機的運輸評估方法方面做了較深入研究,并對典型的軍用直升機的任務能力進行了綜合分析,得到了所評估直升機的任務效能值,表明了評估方法的有效性和適用性。最后對任務能力的參數進行了敏感性分析,給出了任務能力參數的重要性排序。另外,本文在軍用直升機的指標體系和綜合效能評估的基礎上,以軍用直升機任務能力提高為優(yōu)化目標,對軍用直升機總體參數進行了優(yōu)化設計研究。采用多目標優(yōu)化中的線性加權求和法對軍用直升機進行了優(yōu)化設計,得到的結果明顯優(yōu)于優(yōu)化前的任務效能值。
劉巍[10]（2009）在《武裝直升機與航炮動力學研究》文中提出武裝直升機是陸軍航空兵的殺手锏裝備,是現(xiàn)代戰(zhàn)場上一線壓制、反地面裝甲和支援地面強攻的利器。本文依據總參和總裝提出的“加快開展裝備模擬和仿真技術研究,改變技術兵種訓練模式”的要求,作為某國防重點預研項目“×××”的主要成果之一,基于多體系統(tǒng)傳遞矩陣法和SolidWorks與COSMOSMotion動力學仿真軟件,對武裝直升機及機載航炮結構動力學和發(fā)射動力學進行了深入研究。在國內首次建立了武裝直升機及機載航炮三維可視化虛擬原型,進行了武裝直升機機械動力學仿真與分析,為武裝直升機結構強度分析、動態(tài)設計、性能預測與評估、故障診斷提供了載荷和虛擬現(xiàn)實平臺；創(chuàng)建了同實裝訓練相一致的武裝直升機及機載航炮虛擬現(xiàn)實訓練系統(tǒng),解決了模擬操作和無實裝訓練問題；首次把多體系統(tǒng)傳遞矩陣法應用于武裝直升機載航炮發(fā)射動力學研究,建立了直升機、炮、彈、藥一體化多剛柔體系統(tǒng)發(fā)射動力學模型,解決了系統(tǒng)固有振動特性快速計算難題；編制了武裝直升機載航炮發(fā)射與飛行動力學仿真程序,仿真獲得了振動特性、動力響應、彈丸膛內運動、外彈道、射擊密集度,建立了射擊密集度與系統(tǒng)結構參數間的定量關系。本文研究成果為武裝直升機結構強度分析、動態(tài)設計、性能預測與評估、故障診斷及部隊模擬訓練提供了理論依據和關鍵技術。
二、航炮武器系統(tǒng)效能的數學模型研究（論文開題報告）
（1）論文研究背景及目的
此處內容要求：
首先簡單簡介論文所研究問題的基本概念和背景，再而簡單明了地指出論文所要研究解決的具體問題，并提出你的論文準備的觀點或解決方法。
寫法范例：
本文主要提出一款精簡64位RISC處理器存儲管理單元結構并詳細分析其設計過程。在該MMU結構中,TLB采用叁個分離的TLB,TLB采用基于內容查找的相聯(lián)存儲器并行查找,支持粗粒度為64KB和細粒度為4KB兩種頁面大小,采用多級分層頁表結構映射地址空間,并詳細論述了四級頁表轉換過程,TLB結構組織等。該MMU結構將作為該處理器存儲系統(tǒng)實現(xiàn)的一個重要組成部分。
（2）本文研究方法
調查法：該方法是有目的、有系統(tǒng)的搜集有關研究對象的具體信息。
觀察法：用自己的感官和輔助工具直接觀察研究對象從而得到有關信息。
實驗法：通過主支變革、控制研究對象來發(fā)現(xiàn)與確認事物間的因果關系。
文獻研究法：通過調查文獻來獲得資料，從而全面的、正確的了解掌握研究方法。
實證研究法：依據現(xiàn)有的科學理論和實踐的需要提出設計。
定性分析法：對研究對象進行“質”的方面的研究，這個方法需要計算的數據較少。
定量分析法：通過具體的數字，使人們對研究對象的認識進一步精確化。
跨學科研究法：運用多學科的理論、方法和成果從整體上對某一課題進行研究。
功能分析法：這是社會科學用來分析社會現(xiàn)象的一種方法，從某一功能出發(fā)研究多個方面的影響。
模擬法：通過創(chuàng)設一個與原型相似的模型來間接研究原型某種特性的一種形容方法。
三、航炮武器系統(tǒng)效能的數學模型研究（論文提綱范文）
（1）定距彈對無人機的毀傷概率分析（論文提綱范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 本課題研究背景及意義 |
| 1.2 國內外反無人機技術的研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 國外反無人機技術 |
| 1.2.2 國內的反無人機技術 |
| 1.3 本文研究的反無人機技術 |
| 1.3.1 定距彈毀傷無人機的工作原理 |
| 1.4 本文主要工作及論文整體結構 |
| 第二章 氣動參數計算 |
| 2.1 彈丸受力分析 |
| 2.2 靜態(tài)空氣動力和力矩 |
| 2.2.1 旋轉彈的誘導阻力和升力 |
| 2.2.2 靜力矩 |
| 2.3 動態(tài)空氣動力與力矩 |
| 2.3.1 赤道阻尼力矩 |
| 2.3.2 極阻尼力矩 |
| 2.3.3 馬格努斯力 |
| 2.3.4 馬格努斯力矩 |
| 2.4 定距彈模型及參數 |
| 2.5 數值計算氣動參數 |
| 2.5.1 數值計算方法 |
| 2.5.2 湍流模型 |
| 2.5.3 網格劃分 |
| 2.5.4 湍流邊界設置 |
| 2.5.5 求解條件 |
| 2.5.6 靜態(tài)氣動參數計算結果 |
| 2.5.7 動態(tài)氣動參數計算 |
| 2.5.8 極阻尼力矩系數導數計算 |
| 2.5.9 彈丸壓力云圖 |
| 2.6 本章小結 |
| 第三章 外彈道計算 |
| 3.1 標準氣象條件 |
| 3.1.1 氣象諸元地面標準值 |
| 3.1.2 大氣溫度 |
| 3.1.3 大氣壓力 |
| 3.1.4 大氣密度 |
| 3.2 建立地面坐標系 |
| 3.3 質點外彈道方程組 |
| 3.4 麥克勞林級數法解算外彈道 |
| 3.5 龍格-庫塔法與級數法計算精度分析 |
| 3.6 本章小結 |
| 第四章 定距彈空炸毀傷無人機概率計算 |
| 4.1 建立空炸射擊坐標系 |
| 4.1.1 建立地面坐標系 |
| 4.1.2 對空空炸射擊z坐標系 |
| 4.1.3 對空空炸射擊x坐標系 |
| 4.2 誤差分析 |
| 4.2.1 射彈散布誤差 |
| 4.2.2 隨動系統(tǒng)誤差 |
| 4.2.3 火控系統(tǒng)誤差 |
| 4.3 射擊誤差與z坐標軸的方向余弦 |
| 4.4 射擊誤差的密度函數 |
| 4.5 坐標毀傷定律 |
| 4.5.1 等效鋁板方法 |
| 4.6 彈丸破片的靜態(tài)飛散特性 |
| 4.6.1 破片數目及質量分布 |
| 4.6.2 破片初速 |
| 4.6.3 破片數量隨飛散方向的分布規(guī)律 |
| 4.6.4 破片數量的空間分布規(guī)律 |
| 4.7 彈丸破片的動態(tài)飛散特性 |
| 4.7.1 破片動態(tài)飛散速度及飛散角 |
| 4.7.2 破片的飛行特性 |
| 4.7.3 彈丸破片對目標的相對速度 |
| 4.8 對空空炸射擊毀傷概率計算模型 |
| 4.8.1 單發(fā)毀傷概率精確公式 |
| 4.8.2 坐標毀傷定律變化參數計算 |
| 4.8.3 簡化坐標毀傷定律變換函數計算 |
| 4.8.4 簡化坐標毀傷定律的單發(fā)毀傷概率計算 |
| 4.9 提前點坐標及其彈道諸元 |
| 4.9.1 目標提交點坐標 |
| 4.9.2 提前點處彈道諸元 |
| 4.9.3 提前點坐標及彈道諸元解算 |
| 4.10 全航路毀傷概率計算模型 |
| 4.11 算例 |
| 4.11.1 旋翼無人機的特性 |
| 4.11.2 計算條件 |
| 4.11.3 求解射擊誤差密度函數 |
| 4.11.4 坐標毀傷概率計算 |
| 4.11.5 計算單發(fā)毀傷概率 |
| 4.12 全航路下毀傷概率計算結果 |
| 4.13 全航路下射擊諸元計算結果 |
| 4.14 本章小結 |
| 第五章 總結與展望 |
| 5.1 全文總結 |
| 5.2 工作展望 |
| 附錄 |
| 參考文獻 |
| 攻讀碩士學位期間發(fā)表的論文及所取得的研究成果 |
| 致謝 |
（2）直升機航炮對機動目標射擊效力研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1 緒論 |
| 1.1 論文研究背景及意義 |
| 1.2 國內外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 機動目標運動模型發(fā)展現(xiàn)狀 |
| 1.2.2 射擊效力分析發(fā)展現(xiàn)狀 |
| 1.3 本文主要研究內容 |
| 2 機動目標模型算法及仿真 |
| 2.1 目標運動模型 |
| 2.1.1 勻速運動模型(CV) |
| 2.1.2 勻加速運動模型(CA) |
| 2.1.3 盤旋運動模型(CT) |
| 2.1.4 Singer模型 |
| 2.1.5 “當前”統(tǒng)計模型(CS) |
| 2.2 多模型方法原理 |
| 2.3 交互式多模型算法(IMM) |
| 2.3.1 算法原理 |
| 2.3.2 算法流程 |
| 2.3.3 目標運動模型的選擇 |
| 2.4 UKF濾波方法 |
| 2.4.1 UT變換 |
| 2.4.2 UKF濾波算法 |
| 2.5 仿真分析 |
| 2.6 本章小結 |
| 3 航炮彈道建模與特性分析 |
| 3.1 內彈道解算 |
| 3.2 外彈道坐標系的建立 |
| 3.3 外彈道微分方程組 |
| 3.3.1 標準質點外彈道 |
| 3.3.2 考慮氣象條件的彈丸運動方程 |
| 3.3.3 考慮科氏加速度的彈丸運動方程 |
| 3.3.4 考慮綜合因素影響的彈丸運動方程組 |
| 3.3.5 外彈道仿真分析 |
| 3.4 外彈道諸元對射擊散布的影響 |
| 3.4.1 起始擾動 |
| 3.4.2 射擊散布仿真分析 |
| 3.5 本章小結 |
| 4 武器系統(tǒng)對機動目標毀傷概率分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 解命中方程 |
| 4.2.1 目標運動方程 |
| 4.2.2 求解命中方程 |
| 4.3 誤差分析 |
| 4.3.1 射彈散布誤差 |
| 4.3.2 射擊誤差 |
| 4.3.3 誤差處理方法 |
| 4.4 毀傷概率計算模型 |
| 4.4.1 目標迎彈面計算 |
| 4.4.2 毀傷概率計算分析模型 |
| 4.4.3 基于蒙特卡洛方法的毀殲概率計算 |
| 4.5 對機動目標的毀傷概率仿真分析 |
| 4.5.1 航炮對地面裝甲攻擊時的毀傷概率分析 |
| 4.5.2 航炮對空中目標攻擊時的毀傷概率分析 |
| 4.5.3 航炮對機動目標毀傷概率影響因素分析 |
| 4.6 本章小結 |
| 5 基于Matlab與 C#混合編程的射擊效力仿真軟件 |
| 5.1 系統(tǒng)需求分析 |
| 5.2 軟件平臺及編程策略的選擇 |
| 5.3 軟件模塊及功能介紹 |
| 5.4 本章小結 |
| 6 總結與展望 |
| 6.1 全文總結 |
| 6.2 展望 |
| 參考文獻 |
| 致謝 |
| 攻讀碩士期間發(fā)表的論文及所取得的研究成果 |
（3）多機協(xié)同空戰(zhàn)智能決策與評估方法（論文提綱范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注釋表 |
| 縮略詞 |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 課題研究背景及意義 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究目的與意義 |
| 1.2 國內外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 協(xié)同任務分配問題 |
| 1.2.2 攻防決策問題 |
| 1.2.3 決策評估問題 |
| 1.3 論文研究內容及組織結構 |
| 1.4 本章小結 |
| 第二章 基于一致性的分布式算法協(xié)同任務分配 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 問題描述與數據獲取 |
| 2.2.1 問題描述 |
| 2.2.2 數據獲取 |
| 2.3 約束條件 |
| 2.3.1 種類約束 |
| 2.3.2 數量約束 |
| 2.3.3 時序約束 |
| 2.3.4 時間約束 |
| 2.4 算法介紹 |
| 2.4.1 算法流程 |
| 2.4.2 任務集構建 |
| 2.4.3 沖突消解 |
| 2.5 驗證與仿真 |
| 2.5.1 情景設置 |
| 2.5.2 仿真結果 |
| 2.6 本章小結 |
| 第三章 基于改進模糊決策樹法的空戰(zhàn)攻防決策 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 問題描述 |
| 3.3 模糊決策樹基本理論 |
| 3.3.1 模糊理論概述 |
| 3.3.2 決策樹理論概述 |
| 3.3.3 改進模糊決策樹理論概述 |
| 3.4 改進模糊決策樹法模型建立 |
| 3.4.1 算法流程 |
| 3.4.2 輸入屬性集構建 |
| 3.4.3 輸出屬性集構建 |
| 3.5 模糊決策樹生成 |
| 3.5.1 火力決策樹建立 |
| 3.5.2 機動決策樹建立 |
| 3.5.3 干擾決策樹建立 |
| 3.6 仿真與分析 |
| 3.6.1 情景設置 |
| 3.6.2 結果分析 |
| 3.7 本章小結 |
| 第四章 基于云模型的空戰(zhàn)決策評估 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 問題描述 |
| 4.3 云模型理論基礎 |
| 4.3.1 云模型的提出及發(fā)展 |
| 4.3.2 云模型的定義及產生 |
| 4.3.3 云模型的數字特征 |
| 4.4 綜合賦權法基礎理論 |
| 4.4.1 主觀賦權法 |
| 4.4.2 客觀賦權法 |
| 4.4.3 綜合賦權法 |
| 4.5 評估指標體系建立 |
| 4.5.1 指標集建立原則 |
| 4.5.2 指標集構建 |
| 4.5.3 指標集計算 |
| 4.6 評估方案與流程 |
| 4.6.1 評估流程 |
| 4.6.2 云重心法評估 |
| 4.6.3 確定指標集權重 |
| 4.6.4 可靠性分析 |
| 4.7 仿真分析 |
| 4.7.1 情景設置與計算 |
| 4.7.2 評估結果分析 |
| 4.8 本章小結 |
| 第五章 空戰(zhàn)多機協(xié)同綜合仿真平臺 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 仿真平臺軟件架構 |
| 5.2.1 軟件整體架構 |
| 5.2.2 軟件分模塊架構 |
| 5.3 軟件仿真測試 |
| 5.3.1 情景設置與輸入 |
| 5.3.2 結果輸出 |
| 5.4 本章小結 |
| 第六章 總結與展望 |
| 6.1 本文的主要工作總結 |
| 6.2 本文的不足及研究展望 |
| 參考文獻 |
| 致謝 |
| 在學期間的研究成果及發(fā)表的學術論文 |
（4）航炮射擊炮振響應抑制特性分析（論文提綱范文）
| 0 引言 |
| 1 航炮射擊數學模型 |
| 1.1 航炮前沖后坐的動力學模型 |
| 1.2 航炮射擊無緩沖時后坐力的分析 |
| 1.3 航炮射擊過程的剛度分析 |
| 2 建模與仿真 |
| 3 仿真試驗結果分析 |
| 4 結論 |
（5）小口徑自動炮低后坐發(fā)射與振動控制技術研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 緒論 |
| 1.1 選題背景及意義 |
| 1.2 國內外研究狀況 |
| 1.2.1 低后坐發(fā)射技術 |
| 1.2.2 身管武器振動控制技術 |
| 1.2.3 武器系統(tǒng)動力學仿真研究 |
| 1.3 本文研究的主要工作 |
| 2 小口徑自動炮系統(tǒng)發(fā)射動力學建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 多體系統(tǒng)動力學數學建模 |
| 2.2.1 多剛體系統(tǒng)動力學基本方程 |
| 2.2.2 剛柔耦合系統(tǒng)動力學的基本方程 |
| 2.3 小口徑自動炮低后坐發(fā)射剛柔耦合動力學模型構建 |
| 2.3.1 考慮剛柔耦合的發(fā)射動力學模型 |
| 2.3.2 載荷計算與施加 |
| 2.4 模型驗證與改進 |
| 2.4.1 模型驗證 |
| 2.4.2 新型阻尼可調高吸能緩沖器 |
| 2.5 射速對后坐力的影響 |
| 2.5.1 動力學仿真結果 |
| 2.5.2 結果分析 |
| 2.6 本章小結 |
| 3 膛口制退器與緩沖器減后坐技術研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 膛口制退裝置的制退特性研究 |
| 3.2.1 膛口制退力計算 |
| 3.2.2 制退器主要結構參數對制退效率的影響規(guī)律 |
| 3.3 膛口制退器與緩沖器的參數匹配研究 |
| 3.3.1 動力學仿真結果曲線 |
| 3.3.2 仿真結果分析 |
| 3.4 制退器與緩沖器結構參數匹配正交優(yōu)化設計技術 |
| 3.4.1 正交實驗與正交多項式數值擬合 |
| 3.4.2 優(yōu)化設計試驗安排 |
| 3.4.3 優(yōu)化方案 |
| 3.5 高效膛口制退器的設計 |
| 3.6 本章小結 |
| 4 身管武器時延式噴管減后坐技術研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 身管武器時延式噴管減后坐動力學建模 |
| 4.2.1 時延式噴管氣流反推裝置原理與結構 |
| 4.2.2 時延式噴管氣流反推減后坐數學建模 |
| 4.2.3 噴管管道氣流參數數值求解分析 |
| 4.2.4 動力學仿真與結果分析 |
| 4.3 時延式噴管氣流反推裝置與制退器耦合作用的分析 |
| 4.3.1 多剛體動力學仿真結果 |
| 4.3.2 結果分析 |
| 4.4 時延式噴管復合式減后坐技術 |
| 4.4.1 動力學仿真與結果分析 |
| 4.4.2 試驗驗證 |
| 4.5 本章小結 |
| 5 小口徑自動炮連發(fā)射擊振動控制技術研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 小口徑自動炮有限元模態(tài)分析 |
| 5.2.1 有限元模態(tài)分析概述 |
| 5.2.2 某小口徑火炮系統(tǒng)模態(tài)分析 |
| 5.3 制退器與緩沖器匹配對身管振動的影響 |
| 5.3.1 仿真算例與模型的試驗驗證 |
| 5.3.2 高效減后坐對抑制身管振動的影響 |
| 5.3.3 高效減后坐對抑制身管振動的分析 |
| 5.4 噴管氣流反推同步身管振動控制技術 |
| 5.4.1 噴管氣流反推同步身管振動控制動力學建模 |
| 5.4.2 噴管氣流反推振動控制技術的仿真分析 |
| 5.4.3 射擊密集度數學模型 |
| 5.4.4 氣流反推振動控制模型密集度驗證 |
| 5.5 制退減振雙功能噴管氣流反推控制振動技術 |
| 5.6 本章小結 |
| 6 超高初速身管武器減后坐技術研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 具有自適應保壓腔的超高初速彈丸推進技術研究 |
| 6.2.1 超高初速彈丸推進物理模型 |
| 6.2.2 超高初速彈丸推進數學模型 |
| 6.2.3 模型仿真結果與分析 |
| 6.3 復合型減后坐技術在超高初速身管武器上的應用 |
| 6.4 本章小結 |
| 7 結束語 |
| 7.1 全文總結 |
| 7.2 論文的主要創(chuàng)新點 |
| 7.3 工作展望 |
| 致謝 |
| 參考文獻 |
| 附錄 |
（6）三腳架支承轉管機槍系統(tǒng)動力學建模與氣動力控制振動研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 緒論 |
| 1.1 論文選題背景與意義 |
| 1.2 國內外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 國內外轉管武器發(fā)展趨勢 |
| 1.2.2 武器系統(tǒng)發(fā)射動力學研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.3 轉管武器發(fā)射動力學研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.4 轉管武器氣動裝置研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 2 轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 多體系統(tǒng)動力學 |
| 2.2.1 多剛體系統(tǒng)動力學 |
| 2.2.2 多柔體系統(tǒng)動力學 |
| 2.3 轉管機槍動力學建模 |
| 2.3.1 內能源轉管機槍工作原理 |
| 2.3.2 轉管機槍拓撲結構與坐標系 |
| 2.3.3 槍管——行星體組件運動模型 |
| 2.4 含輕型三腳架的轉管機槍系統(tǒng)剛柔耦合動力學建模 |
| 2.4.1 含三腳架轉管機槍系統(tǒng)拓撲結構與坐標系 |
| 2.4.2 系統(tǒng)剛柔耦合動力學建模 |
| 2.5 轉管機槍系統(tǒng)邊界載荷施加 |
| 2.5.1 膛內和導氣室內火藥氣體壓力計算 |
| 2.5.2 機槍系統(tǒng)中彈簧參數與力的設置 |
| 2.5.3 土壤邊界條件 |
| 2.5.4 撥彈力計算 |
| 2.6 轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學分析 |
| 2.6.1 身管武器槍管橫向振動 |
| 2.6.2 轉管武器槍管組的固有振動 |
| 2.6.3 轉管機槍系統(tǒng)模態(tài)分析 |
| 2.6.4 機槍外彈道以及射擊散布模型 |
| 2.6.5 發(fā)射動力學仿真結果 |
| 2.6.6 發(fā)射動力學模型驗證 |
| 2.7 三腳架支承轉管機槍射擊振動分析 |
| 2.7.1 射擊振動信號的頻譜分析 |
| 2.7.2 后坐力與后坐力力矩影響分析 |
| 2.8 本章小結 |
| 3 含膛口制退裝置轉管機槍系統(tǒng)動力學建模 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 高效能膛口制退器氣體動力學模型 |
| 3.2.1 膛口制退器介紹 |
| 3.2.2 高效能膛口制退器描述 |
| 3.2.3 高效能膛口制退器氣體動力學建模 |
| 3.3 膛口制退器效能參數化分析 |
| 3.4 高效能膛口制退器對機槍發(fā)射特性影響分析 |
| 3.4.1 含膛口制退的發(fā)射動力學響應 |
| 3.4.2 膛口制退效能對射擊密集度影響 |
| 3.4.3 含膛口制退器轉管機槍動力學模型驗證 |
| 3.5 本章小結 |
| 4 三腳架對轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學特性影響分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 三腳架有無支撐弧板對射擊密集度的影響 |
| 4.2.1 轉管機槍系統(tǒng)有無支撐弧板的拓撲結構 |
| 4.2.2 有支撐弧板時模態(tài)計算 |
| 4.2.3 發(fā)射動力學仿真計算 |
| 4.2.4 振動信號頻譜分析 |
| 4.2.5 射擊密集度對比 |
| 4.3 三腳架支撐弧板安裝位置的影響 |
| 4.3.1 支撐弧板不同安裝位置三腳架模型結構 |
| 4.3.2 轉管機槍系統(tǒng)模態(tài)計算 |
| 4.3.3 動力學仿真結果 |
| 4.4 不同方位射角的機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學分析 |
| 4.4.1 不同方位射角的機槍系統(tǒng)結構圖 |
| 4.4.2 土壤邊界條件 |
| 4.4.3 結構模態(tài)計算 |
| 4.4.4 動力學仿真結果分析 |
| 4.5 本章小結 |
| 5 含膛口助旋制退器轉管機槍系統(tǒng)動力學建模 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 膛口助旋制退器原理 |
| 5.2.1 二級管道式膛口助旋制退器 |
| 5.2.2 中央對稱式膛口助旋制退器 |
| 5.3 膛口助旋制退器氣體動力學建模 |
| 5.3.1 二級管道式膛口助旋制退器氣體動力學數值建模 |
| 5.3.2 中央對稱式膛口助旋制退器氣體動力學數值建模 |
| 5.3.3 擴張管道內氣體運動方程和求解格式 |
| 5.3.4 助旋力和制退力計算 |
| 5.4 膛口助旋制退效能計算 |
| 5.4.1 二級管道式膛口助旋制退器氣體動力學計算 |
| 5.4.2 中央對稱式膛口助旋制退器氣體動力學計算 |
| 5.5 助旋效能對射頻影響 |
| 5.5.1 考慮膛口助旋的機槍射頻變化方程 |
| 5.5.2 安裝二級管道式膛口助旋器機槍的射頻變化 |
| 5.5.3 安裝中央對稱式膛口助旋器機槍的射頻變化 |
| 5.5.4 膛口助旋制退器氣體動力學模型驗證 |
| 5.6 含膛口助旋制退器的轉管機槍系統(tǒng)動力學分析 |
| 5.6.1 機槍系統(tǒng)模態(tài)計算 |
| 5.6.2 膛口助旋制退器對機槍后坐運動影響分析 |
| 5.6.3 膛口助旋制退器對機槍振動影響分析 |
| 5.7 本章小結 |
| 6 轉管機槍射擊振動氣體反推控制方法研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 轉管機槍身管穩(wěn)定裝置振動控制原理 |
| 6.2.1 身管武器射擊穩(wěn)定裝置 |
| 6.2.2 身管穩(wěn)定裝置受力分析 |
| 6.3 轉管機槍身管射擊振動氣體穩(wěn)定裝置設計 |
| 6.3.1 轉管機槍身管射擊氣體穩(wěn)定裝置結構原理 |
| 6.3.2 身管穩(wěn)定裝置氣體動力學建模 |
| 6.4 身管穩(wěn)定裝置氣動力效能計算 |
| 6.4.1 穩(wěn)定力隨導氣室體積和導氣孔面積變化規(guī)律 |
| 6.4.2 穩(wěn)定力隨穩(wěn)定裝置安裝位置變化規(guī)律 |
| 6.5 力偶式氣體反推振動控制方案 |
| 6.5.1 力偶式氣體穩(wěn)定裝置建模 |
| 6.5.2 力偶式氣體穩(wěn)定裝置氣動力計算 |
| 6.6 含氣體穩(wěn)定器轉管機槍系統(tǒng)發(fā)射動力學特性分析 |
| 6.6.1 穩(wěn)定力偶大小對機槍膛口振動影響分析 |
| 6.6.2 穩(wěn)定力偶大小對機槍散布影響分析 |
| 6.6.3 穩(wěn)定器質量對機槍振動影響分析 |
| 6.7 本章小結 |
| 7 結束語 |
| 7.1 全文總結 |
| 7.2 論文的主要創(chuàng)新點 |
| 7.3 工作展望 |
| 致謝 |
| 參考文獻 |
| 附錄 |
（7）對抗條件下先進戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)效能評估（論文提綱范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 緒論 |
| 1.1 選題的背景及意義 |
| 1.2 國內外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 國外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.2 國內研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 論文結構 |
| 2 武器系統(tǒng)效能評估基礎理論研究 |
| 2.1 武器系統(tǒng)效能概念及其評估的特點 |
| 2.1.1 武器系統(tǒng)效能的概念 |
| 2.1.2 武器系統(tǒng)效能評估的特點 |
| 2.2 武器系統(tǒng)效能評估的步驟和基本原則 |
| 2.2.1 武器系統(tǒng)效能評估的步驟 |
| 2.2.2 武器系統(tǒng)效能評估的基本原則 |
| 2.3 武器系統(tǒng)效能評估的方法 |
| 3 指標賦權方法研究與仿真分析 |
| 3.1 指標賦權方法分類 |
| 3.2 指標組合賦權方法研究 |
| 3.2.1 主、客觀賦權法分析 |
| 3.2.2 指標組合賦權方法 |
| 3.3 AHP賦權法仿真分析 |
| 3.3.1 AHP賦權法基本原理 |
| 3.3.2 方根法求解權重近似度仿真分析 |
| 3.4 改進的熵值法賦權 |
| 3.4.1 熵值法的基本原理 |
| 3.4.2 改進的熵值法 |
| 3.4.3 實驗分析 |
| 4 先進戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)效能評估系統(tǒng) |
| 4.1 ADC評估模型 |
| 4.2 戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)能力評估指標體系 |
| 4.2.1 指標體系確定的原則及方法 |
| 4.2.2 對抗因素在戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)能力評估中的體現(xiàn) |
| 4.2.3 戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)能力評估指標體系 |
| 4.2.4 各指標的量化計算 |
| 4.3 參數可調的戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)能力評估模型 |
| 4.3.1 評估模型的建立 |
| 4.3.2 實驗分析 |
| 5 先進戰(zhàn)斗機效能評估軟件設計與仿真 |
| 5.1 開發(fā)平臺選擇 |
| 5.1.1 VC++6.0 |
| 5.1.2 Matlab 7.1 |
| 5.1.3 MATCOM45 |
| 5.2 軟件總體設計 |
| 5.3 軟件仿真分析 |
| 5.3.1 軟件仿真流程 |
| 5.3.2 戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)效能評估仿真 |
| 6 工作總結 |
| 參考文獻 |
| 個人簡歷及碩士期間發(fā)表論文 |
| 致謝 |
（8）基于戰(zhàn)例仿真的航炮射擊評估系統(tǒng)及應用（論文提綱范文）
| 1 影響因素分析 |
| 1.1 陣風因素 |
| 1.2 人為因素 |
| 2 因素評估 |
| 2.1 陣風因素評估 |
| 2.2 人為因素評估 |
| 3 系統(tǒng)化的綜合評估 |
| 4 戰(zhàn)例仿真及分析 |
| 5 結束語 |
（9）軍用直升機指標體系論證和評估方法研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 直升機的發(fā)展以及研究指標體系和綜合效能的重要性 |
| 1.2 國內外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 國外研究情況 |
| 1.2.2 國內研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 本文的研究內容和組織結構 |
| 1.3.1 論文的研究內容 |
| 1.3.2 論文的組織結構 |
| 第二章 綜合效能的基本理論和評估模型 |
| 2.1 綜合效能的定義 |
| 2.2 效能評估方法 |
| 2.3 效能準則的選取原則 |
| 2.4 直升機綜合效能分析的一般原理和評估步驟 |
| 2.5 綜合效能的評估模型 |
| 2.5.1 美國 |
| 2.5.2 前蘇聯(lián) |
| 2.5.3 國內 |
| 2.6 本章小結 |
| 第三章 直升機效能指標體系論證 |
| 3.1 直升機效能指標體系論證簡介 |
| 3.2 直升機效能評估一級指標 |
| 3.2.1 可用性 |
| 3.2.2 可信性 |
| 3.2.3 能力 |
| 3.2.4 主觀性 |
| 3.2.5 客觀性 |
| 3.3 效能評估一級指標的分解及確定方法 |
| 3.3.1 可用性指標的分解及確定方法 |
| 3.3.2 可信性指標的分解及確定方法 |
| 3.3.3 能力指標的分解及確定方法 |
| 3.3.4 主觀性指標的分解及確定方法 |
| 3.3.5 客觀性指標的分解及確定方法 |
| 3.4 軍用直升機指標體系的建立 |
| 3.5 本章小結 |
| 第四章 軍用直升機效能評估方法研究 |
| 4.1 可用性研究 |
| 4.1.1 可用性概述 |
| 4.1.2 可靠性、維修性、保障性等定義 |
| 4.1.3 可靠性、維修性參數 |
| 4.1.4 可用性結構分析及模型 |
| 4.1.5 測試性影響 |
| 4.1.6 保障度 |
| 4.2 可信性研究 |
| 4.2.1 可信性的概念和度量以及組成部分 |
| 4.2.2 生存性分析 |
| 4.2.3 任務可靠性 |
| 4.2.4 可信度的簡化 |
| 4.3 任務能力分析 |
| 4.3.1 任務能力概述 |
| 4.3.2 攻擊型直升機作戰(zhàn)能力 |
| 4.3.3 攻擊型直升機作戰(zhàn)能力評估 |
| 4.3.4 運輸直升機效能評估研究 |
| 4.3.5 本節(jié)小結 |
| 4.4 本章小結 |
| 第五章 任務能力優(yōu)化研究 |
| 5.1 前言 |
| 5.2 函數最優(yōu)化 |
| 5.3 直升機總體參數優(yōu)化 |
| 5.3.1 直升機總體參數設計數學模型 |
| 5.3.2 直升機總體參數優(yōu)化設計的基本要素 |
| 5.3.3 優(yōu)化方法 |
| 5.4 直升機任務能力優(yōu)化數學模型 |
| 5.4.1 設計變量的選擇 |
| 5.4.2 設計約束的選擇 |
| 5.4.3 目標函數的選擇 |
| 5.5 直升機總體參數數學模型 |
| 5.5.1 最大前飛速度 |
| 5.5.2 續(xù)航性能 |
| 5.5.3 最大爬升率和綜合升限 |
| 5.6 直升機任務能力優(yōu)化 |
| 5.7 本章小結 |
| 第六章 總結與展望 |
| 6.1 全文工作總結 |
| 6.2 未來工作展望 |
| 參考文獻 |
| 致謝 |
| 在學期間的研究成果及發(fā)表的學術論文 |
（10）武裝直升機與航炮動力學研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 1 緒論 |
| 1.1 前言 |
| 1.2 武裝直升機和航炮國內外研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 虛擬原型技術 |
| 1.4 多體系統(tǒng)發(fā)射動力學 |
| 1.5 本文研究內容 |
| 2 武裝直升機虛擬原型設計 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 武裝直升機機體虛擬原型設計 |
| 2.3 武裝直升機旋翼虛擬原型設計 |
| 2.4 武裝直升機尾槳虛擬原型設計 |
| 2.5 傳動系統(tǒng)虛擬原型設計 |
| 2.6 操縱系統(tǒng)虛擬原型設計 |
| 2.7 起落裝置虛擬原型設計 |
| 2.8 武器懸掛梁虛擬原型設計 |
| 2.9 23毫米2型航空機關炮虛擬原型設計 |
| 2.10 23-2 航空炮彈虛擬原型設計 |
| 2.11 航炮虛擬原型設計 |
| 2.12 武裝直升機虛擬原型的功能 |
| 2.13 本章小結 |
| 3 武裝直升機動力學方程及受力分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 坐標系及坐標轉換 |
| 3.3 直升機空氣動力分析 |
| 3.4 直升機動力學方程 |
| 3.5 本章小結 |
| 4 武裝直升機結構動力學及其仿真 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 COSMOSMotion動力學仿真插件 |
| 4.3 武裝直升機結構動力學仿真 |
| 4.4 航炮射擊和維修模擬訓練系統(tǒng) |
| 4.5 本章小結 |
| 5 武裝直升機航炮系統(tǒng)振動特性 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 武裝直升機航炮發(fā)射動力學模型 |
| 5.3 武裝直升機航炮振動特性 |
| 5.4 本章小結 |
| 6 武裝直升機航炮發(fā)射動力學方程 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 系統(tǒng)受力 |
| 6.3 武裝直升機航炮體動力學方程 |
| 6.4 彈丸發(fā)射動力學方程 |
| 6.5 內彈道方程 |
| 6.6 外彈道方程 |
| 6.7 本章小結 |
| 7 武裝直升機航炮動力響應 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 武裝直升機航炮增廣特征矢量正交性 |
| 7.3 武裝直升機航炮動力響應 |
| 7.4 彈丸起始擾動計算 |
| 8 武裝直升機航炮發(fā)射動力學仿真及其試驗驗證 |
| 8.1 引言 |
| 8.2 武裝直升機航炮振動特性仿真 |
| 8.3 武裝直升機載航動力響應仿真 |
| 8.4 武裝直升機航炮彈丸膛內運動仿真 |
| 8.5 武裝直升機航炮射擊密集度仿真及其試驗驗證 |
| 8.6 本章小結 |
| 9 結束語 |
| 9.1 本文工作總結 |
| 9.2 本文創(chuàng)新點 |
| 9.3 研究展望 |
| 致謝 |
| 參考文獻 |
| 攻讀博士學位期間發(fā)表論文 |
四、航炮武器系統(tǒng)效能的數學模型研究（論文參考文獻）
- [1]定距彈對無人機的毀傷概率分析[D]. 岳通. 中北大學, 2020(10)
- [2]直升機航炮對機動目標射擊效力研究[D]. 張瑜. 中北大學, 2020(12)
- [3]多機協(xié)同空戰(zhàn)智能決策與評估方法[D]. 徐康發(fā). 南京航空航天大學, 2020(07)
- [4]航炮射擊炮振響應抑制特性分析[J]. 余馳,張鋼峰,楊超. 兵工自動化, 2019(04)
- [5]小口徑自動炮低后坐發(fā)射與振動控制技術研究[D]. 肖俊波. 南京理工大學, 2019(01)
- [6]三腳架支承轉管機槍系統(tǒng)動力學建模與氣動力控制振動研究[D]. 李佳圣. 南京理工大學, 2014(04)
- [7]對抗條件下先進戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)效能評估[D]. 王國良. 鄭州大學, 2012(09)
- [8]基于戰(zhàn)例仿真的航炮射擊評估系統(tǒng)及應用[J]. 李寧,齊曉林,李望西. 火炮發(fā)射與控制學報, 2011(03)
- [9]軍用直升機指標體系論證和評估方法研究[D]. 李廣磊. 南京航空航天大學, 2010(06)
- [10]武裝直升機與航炮動力學研究[D]. 劉巍. 南京理工大學, 2009(01)