0 引 言

有控再入飞行器是指安装有制导控制系统再入大气层飞行的航天飞行器，该型飞行器具有飞行速度高、可实时提供飞行速度和高度信息等特点，可携带整体式或子母式战斗部。

为了获得战斗部最佳毁伤效能，本文创新性地提出了一种利用制导控制系统实时信息适时发出引爆信号的方法，该方法在满足子弹着靶速度的前提下，对子弹群散布精度和分布半径也进行了优化设计，战斗部的毁伤效能整体最优。

式中 cv为子弹着靶速度。

为发挥子母战斗部的最佳毁伤效能，必须将子弹着靶速度、子弹群散布精度和子弹群分布半径控制在一定范围内。而子弹着靶速度、子弹群散布精度和子弹群分布半径由战斗部引爆点参数决定，由于飞行干扰和各种偏差的存在，使得飞行器实际飞行弹道偏离理论弹道，实际引爆点参数偏离理论引爆点参数，引起子弹着靶速度、子弹群散布精度和分布半径不理想，造成战斗部的毁伤效果不理想，甚至不满足设计要求[1]。

1.2.6 观察胎膜情况通过肛门指诊或阴道检查明确胎膜情况,多于第一产程末自然破裂。如胎膜未破,可在先露部前触及前羊水囊;如胎膜已破,则可直接触及先露部,推动先露部,会有羊水于阴道流出[6]。当胎膜破裂后,应及时听胎心,并详细记录破膜时间、胎心率、羊水的色、量、性状等,正常羊水呈现无色、无味、略混浊的不透明液体状,同时观察有无脐带脱垂的征象。破膜后,应嘱产妇卧床休息,应用消毒会阴垫,并注意外阴保持干净,如破膜超过12 h扔未分娩者,应给予抗生素,防治感染。

1 研究思路

本文研究思路如下：

为管理会计发展提供法律与制度保障。所以，加快相关的法律规章制度迫在眉睫。杜绝一切违法违章行为。同时，我们需要明确，仅有法律规范是不够的，还应该加强内部控制的设计与实施。当前管理会计的前景十分广阔，所以更应该规范职能，提高工作的效率。借助网络媒体平台，强化对大数据的认识，突破固有的模式，更新新技术。加强对专业型人才的培养。促进各个行业的融合发展。促进企业朝着可持续的方向发展。随着大数据时代的发展，管理会计将对企业的发展起到更加重要的作用，为企业的发展提供有力的保障。

a）通过子弹地面毁伤效应试验，获得子弹的最佳着靶速度 cv的范围；

b）通过毁伤效果仿真计算，获得子弹群的散布精度CEP和最佳分布半径 cr范围；

c）初步计算确定战斗部引爆点高度 0ph 、引爆点速度 0pv 和子弹初始飞散速度 0v范围；

d）采用Monte-Carlo模拟打靶方法进行弹道仿真，计算不同引爆点参数条件下子弹群的散布精度和分布半径，以及子弹着靶速度；

驮子说，这一年岭北镇的生意就算做完了，自己已经联系了老家的一个乡镇，那里可以弹上好几百床乃至上千床棉被。

e）采用回归分析方法对输出参数进行拟合，确定飞行器速度 tv、子弹着靶速度 cv、子弹群分布半径 cr和子弹散布精度CEP的预测函数。

f）根据子弹类型和工程经验，确定优化的目标函数（如子弹着靶速度 cv）和约束条件；

g）编制优化计算程序，计算求得优化后的引爆点参数及对应的子弹着靶速度、散布精度和分布半径；

式中 0ν为子弹初始飞散速度，本文取45 m/s；ch为子弹着靶点高程。

近年来，我院一直积极探索适应“三导向”培养模式的教学改革。在对国内、外著名医学院校教学模式进行充分调研的基础上，结合应用型医学院校培养特色，我们构建了基础医学的整体整合课程理念和教学模式。基于“整体功能”模块的课程整合，我们将基础医学各学科解剖学、组织与胚胎学、生理学、病理学、病理生理学和药理学根据器官系统整合，同时为了建立系统间整体功能联系，将呼吸系统、心血管系统和血液系统整合为内环境稳态1，将消化系统、内分泌系统、泌尿生殖系统整合为内环境稳态2，强化知识的整合与融通，减少学科间的割裂，建立系统间核心功能的联系。

i）将适时引爆函数写入飞行器控制系统或引控系统软件内。

本文中数学符号的下标t、p0、p、c分别为飞行中某时刻、“射前装订”引爆战斗部时刻、实时计算引爆战斗部时刻、子弹落地（着靶）时刻。

2 飞行器（子弹）飞行动力模型

本文假设地球模型为圆球、地球表面为平面，同时，忽略战斗部装药引爆时对飞行器和子弹位置的影响，建立的飞行动力坐标系和飞行动力模型如下：

式中 xv， yv， zv分别为飞行器（子弹）速度在地面坐标系Ox，Oy，Oz轴上的分量；m为飞行器（子弹）的质量；g为重力加速度；X，Y，Z分别为飞行器（子弹）气动力在地面坐标系Ox，Oy，Oz轴上的分量；x，y，z分别为飞行器（子弹）质心在地面坐标系的坐标。

限于篇幅，本文只给出基本方程，其它动力学方程和辅助方程详见文献[2]和文献[3]。因 cv、 cr、 ph、 pv和 0v的计算方法成熟，并且已广泛应用于工程，本文不再赘述，重点研究预测函数、优化方法及实现方法。

3 算 例

已知某子弹着靶速度的最优值为（650±50）m/s，子弹抛撒半径为（113±27） m，子弹散布精度要求小于15 m。根据式（1）、式（2）及相关动力学方程，不考虑各种偏差因素，通过仿真计算初步确定引爆点高度 ph范围为（3500±1000） m，引爆点速度 pv 为（900±100） m/s，子弹初始飞散速度 0v为45 m/s。

式中：M表示需求价格弹性系数矩阵。从式(6)易推导出在分时电价机制下电动汽车代理商在峰、谷、平时段的等效充值需求可以描述为式(7)所示的一个关于分时电价的函数[16]：

若将引爆高度 0ph “射前装订”值设为 3500 m，在考虑引爆点参数（包括飞行器高度、飞行器速度、当地弹道倾角、子弹初始飞散速度和子弹初始总攻角等）偏差、大气偏差、风速偏差和阻力系数偏差等影响时，子弹着靶速度为650±100 m/s，不满足子弹着靶速度的最优值要求650±50 m/s。

为了分析、剔除各种偏差对飞行器速度、子弹着靶速度、子弹抛撒半径和子弹散布的影响，采用Monte-Carlo方法对飞行器弹道和子弹飞行弹道进行了仿真计算，并对这些数据进行了统计，得到预测模型。

3.1 飞行器速度预测模型

仿真结果表明，在飞行末段，飞行器的飞行速度随高度呈线性变化，利用回归分析方法，拟合出如下预测模型：

为解决这一问题，某锡冶炼厂采用真空炉与结晶机联合处理的工艺生产四九锡，通过试验取得了成功，并在生产实践中取得了较好的效果。

3.2 子弹着靶速度预测模型

子弹的飞行过程非常复杂，与子弹气动外形、气动参数、大气参数、初始飞散速度以及飞行姿态等相关，为减少优化函数、提高求解速度，本文对子弹的落点参数进行了统计分析，然后利用回归分析方法确定子弹着靶速度与引爆高度和速度的数学关系式：

茅台酱香酒公司2018年第四次营销顾问团会议暨市场分析会透露，由于产能受限，茅台酱香酒越来越成为稀缺资源，2019年将不再发展新经销商。对此，李明灿解释说：“酱香型酒的工艺特点决定了它的品质和稀缺性。茅台酱香酒今年、明年甚至后年，我们的产能只能维持在目前的3万吨左右，想要多卖一点真的没有，不是炒作。”“我们不是搞饥饿营销，你去看我们的库房，确确实实拿不出酒来，茅台坚守‘不卖新酒’质量观，达不到标准我们坚决不出厂，市场再紧俏，公司也不会提前出厂销售。所以我们的资源是有限的、稀缺的。”

邻近井资料包括钻井过程中是否钻遇浅水流信息、地层岩性、录井信息、是否钻遇断层等资料。在海底钻井过程中，浅层砂存在的判定比较复杂，需要利用周围已钻井多方位随钻测量数据来判断；利用已钻井、目标钻井及周边井场的三维及二维地震曲线来配合确认地层性质；对邻近井的地震特征，包括与砂层相关的振幅、连续性等进行分析，可以确认目的井是否存在浅层地质灾害；分析对比已钻井和目的井之间地质数据特征的不同，确定与砂层相关的地震反映。

为了验证子弹着靶速度模型的正确性，进行了大量计算，战斗部引爆高度与子弹着靶速度关系如图 1所示。由图1可知，预测值和模拟打靶值最大偏差不超过10 m/s，并且引爆高度在3000～4000 m时精度更高。

图1 战斗部引爆高度与子弹着靶速度关系 Fig.1 Relationship Between Warhead Initiation Height and Projectile Target Velocity

3.3 子弹群分布半径预测模型

采用上述方法，也可以确定子弹群分布半径与引爆高度和速度的数学关系：

h）为减化飞行器控制系统或引控系统软件，提高实时求解速度，给出引爆点预测速度 ptv=和实时确定的引爆点高度 ph的简单数据式；

为了验证子弹群分布半径预测模型的正确性，也进行了大量数据验证，战斗部引爆高度与子弹群分布半径关系如图2所示。由图2可知，在2500～4000 m时二者偏差在5 m以内。

图2 引爆高度与子弹群抛撒半径关系 Fig.2 Relationship Between Detonation Height and Distribution Radius of Bullet Cluster

3.4 子弹散布精度预测模型

依据给定条件，确定一个目标函数和5个约束条件，将式（4）、式（5）、式（6）代入式（7），采用增广Lagrange乘子法[4～9]编制程序对 th和 tv进行寻优，优化结果即为 ph和 pv。

式中 tv为某时刻飞行器飞行速度； th为某时刻飞行器飞行高度；0vΔ是实测（实际）速度与标称速度的偏差。

战斗部引爆高度与子弹散布精度关系如图3所示。由图3可知，引爆高度在2500～4000 m范围内偏差小于1 m，精度较高，4000～5000 m时精度下降，最大偏差约为2.6 m。

图3 子弹的引爆高度与散布精度曲线 Fig.3 Scattering Height and Precision Curve of Bullets

3.5 适时引爆的优化及模型

与子弹着靶速度的预测方法相同，子弹散布精度的表达式为

经过优化计算结果如表1所示，由表1可知，子弹着靶速度 cv在623.77 m/s和700.0 m/s之间，相对650 m/s偏差范围是-26.23～50.0 m/s，实现了子弹着靶速度偏差小于50 m/s的控制目标。

表1 优化结果 Tab.1 Optimization Result

序号 pv/(m·s-1) ph /m cv/(m·s-1) cr/m CEP/m 1 800.00 2500.00 623.77 89.53 5.88 2 900.00 3678.33 650.00 133.84 12.87 3 1000.00 4005.80 700.00 133.89 12.88

为减化飞行器控制系统或引控系统软件，提高实时求解速度，统计 pv和 ph，得出“射前装订”引爆点预测速度和适时引爆函数：

3）计算由2）得到的一致集点数与集合元素总数之比，判断其是否大于指定阈值，若是，则此时一致集中的点为瞳孔的内点，其余点则为干扰点，否则，回到（1），直到找到满足条件的一致集；

式中 tpv=为射前装订引爆点（高度）处飞行器速度，可根据式（3）实时计算得到； ph为实时确定的引爆高度。

4 适时引爆战斗部的实现

假设飞行器“射前装订”的引爆高度 ph为2500 m，按算例3方法得到类似式（8）的适时引爆函数，并将该适时引爆函数写入控制系统或引控系统软件。

在飞行末段飞行器实时采集的速度为 1v， 2v，v3，…，对应的高度为 h1， h2， h3，…，通过解算求到可以求得（9）中的c0和c1，实时得到飞行器的飞行速度与飞行高度模型：

将 0ph =2500 m代入式（9），就确定了“射前装订”引爆点飞行器的“真实”速度 tv，再将 tv代入适时引爆函数，通过判定、计算、输出新的实时确定的引爆高度 ph。

5 结 论

本文提出在不改变子弹装药量的前提下，通过改进飞行器控制系统软件提高战斗部毁伤效果的方法可行，实现简便。

因整体式战斗部相对子母式战斗部毁伤约束条件一般更少，计算模型一般更为简单，可在子母式战斗部研究成果基础上进行相应的简化处理得到。因此，这种方法不仅适用于子母式战斗部，也适用于对飞行器速度有较高要求的整体式战斗部。

本研究结果也显示，观察组患者Baumann角、临床效果、手术时间等均优于对照组，差异有统计学意义（P＜0.05），这是因为小切口辅助复位经皮克氏针固定治疗中，切口能够有效避免太靠上，减少对桡神经的损伤，同时术中能够有效保护干骺端骨膜，从肱骨小头进针会事先扪清确定尺神经沟，进而避免了因手术操作对尺神经的损伤，术后会依据情况予以患者抗生素或者引流。

参 考 文 献

[1] 王儒策, 赵国志. 弹丸终点效应学[M]. 北京: 北京理工大学出版社,1993.

Wang Ruce, Zhao Guozhi. Projectile end point effect[M]. Beijing: Beijing Institute of Technology Press, 1993.

[2] 赵汉元. 飞行器再入动力学和制导[M]. 长沙: 国防科技大学出版社,1997.

Zhao Hanyuan. Re-entry dynamics and guidance of aircraft[M]. Changsha:National University of Science and Technology Press, 1997.

[3] 贾沛然, 等. 远程火箭弹道学[M]. 长沙: 国防科技大学出版社, 1993.

Jia Peiran, et al. Long-range rocket ballistics[M]. Changsha: National University of Science and Technology Press, 1993.

[4] 卢险峰. 最优化方法应用基础[M]. 上海: 同济大学出版社, 2003.

Lu Xianfeng. Application foundation of optimization method[M].Shanghai: Tongji University Press, 2003.

[5] 胡毓达. 实用多目标最优化[M]. 上海: 上海科学技术出版社, 1990.

Hu Yuda. Practical multiobjective optimization[M]. Shanghai: Shanghai Scientific and Technical Publishers, 1990.

[6] 赵凤治, 尉继英. 约束最优化计算方法[M]. 北京: 科学出版社, 1991.

Zhao Fengzhi, Wei Jiying. Constrained optimization calculation method[M]. Beijing: Science Press, 1991.

[7] 解可新, 等. 最优化方法[M]. 天津: 天津大学出版社, 1997.

Xie Kexin, et al. Optimization method[M]. Tianjin: Tianjin University Press, 1997.

[8] 雷克莱狄斯G V, 等. 工程最优化方法与应用[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 1990.

Recle G V, et al. et al. Engineering optimization method and application[M]. Beijing: Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press, 1990.

[9] 雷欧S S. 工程优化原理及应用[M]. 北京: 北京理工大学出版社, 1990.

Leo S S. Principle and application of engineering optimization[M]. Beijing:Beijing Institute of Technology Press, 1990