關鍵詞：尾翼穩定裝置 彈托分離 張開鎖緊 動力學仿真 

摘要：針對制導炮彈,文中提出了一種帶彈托式的尾翼穩定裝置的設計方法。通過建立氣室充放氣模型,計算得出了氣室容積和進氣孔大小對彈托分離的影響規律。隨后建立了尾翼機構動力學模型,仿真得出了炮口轉速對尾翼張開及鎖緊的影響規律。結果表明,設計的彈托能正常分離,尾翼張開鎖緊可靠。

彈箭與制導學報雜志要求:

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{5}文中盡量少用圖表，必須使用時，應簡潔、明了，少占篇幅，圖表均采用黑色線條，分別用阿拉伯數字順序編號，應有簡明表題（表上）、圖題（圖下），表中數字應注明資料來源。

{6}基金項目：如果論文是項目成果，請按“項目名稱（項目號）”的形式寫出。項目名稱與項目號兩者都要有。

{7}凡在正文中出現的所有引文、引語、數據等引用資料，請務必注明精確出處，以引注形式在正文內注明，并在文末參考文獻中列出相應信息。

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