非标准气象条件下空地导弹弹道视景仿真

为研究非标准条件下气象要素对导弹制导精度的影响,给出了一种适用于空地导弹在三维空间飞行的复合导引律,建立了非标准气象条件下的复合导引法导引弹道模型。同时给出了大气运动基本方程组(MM5方程组)易于编程计算的数值解法,采用变步长的四阶龙格库塔数值积分法,联立求解相关的微分方程组,对比分析了标准大气环境下比例导引法导引弹道和非标准气象条件下复合导引法导引弹道,得出了复合导引法导引弹道更接近真实的弹道。使用STK(卫星工具包)对某空地导弹的2种导引弹道进行了视景仿真,直观形象地显示了导弹飞行的运动轨迹。     

一种具有时间约束的最优导引律设计方法

针对导弹空中弹道多约束控制的需求,根据最优控制理论的设计思想,设计了一种具有飞行时间约束的导引律设计方法。该方法首先建立了弹目相对运动模型,推导了无量纲化的弹体运动状态方程,将终端约束要求转化为具有末端约束条件的最优控制问题;然后通过在具有弹道倾角约束的最优导引律中引入时变修正项,实现了对导弹飞行时间的准确控制;最后在不同初始条件和约束要求下,通过弹道仿真实验。实验表明,该方法能够满足多约束的指标要求,具有一定了鲁棒性能。     

滑翔增程弹制导与控制系统设计

为控制滑翔增程弹精确跟踪方案弹道及提高落点精度,设计了制导控制系统。基于高度控制原理,设计了鲁棒变结构控制器,实现弹体对方案弹道的精确跟踪;为提高落点精度,在炮弹跟踪方案弹道靠近目标点的时候,采用比例寻的导引律来引导炮弹向落点逼近。根据力矩平衡假设和重力作用,将过载指令转换为舵面偏角指令,设计了开环自动驾驶仪,并采用相位超前角来降低舵系统跟踪误差。六自由度仿真表明,所设计的制导控制方案能够引导制导炮弹跟踪方案弹道,且终端落点误差小于1 m,满足制导控制系统要求。     

GPS/SINS制导炸弹建模与弹道仿真

针对某型制导炸弹控制系统的研制需求,应用全弹道建模方法,建立了炸弹完整的数学模型.根据射程和命中精度的要求,提出了弹道设计思路,在滑翔段采用给定俯仰角飞行的方法,使炸弹尽快脱离跨音速飞行状态;在俯冲段采用比例导引法,导引炸弹命中目标.在VC 6.0环境下,运用OperGL图形库,开发了弹道仿真软件,该软件能实时、直观地显示了制导炸弹飞行的全过程及相关的飞行参数.仿真结果表明:所设计的弹道具有射程远、精度高的特点,有较高的实用价值.     

一种基于落角约束的偏置比例导引律

为增大反坦克导弹的命中落角,提高毁伤效果,建立了击顶弹道末制导段的弹目相对运动模型,提出了一种基于落角约束的偏置比例导引律,并研究了落角约束对导引律法向过载的影响,通过设计盲区控制方案减小了命中点法向过载,最后基于导引弹道仿真与传统比例导引律以及两种其它类型的改进比例导引律进行了仿真比较. 仿真结果表明,该偏置比例导引律控制落角能力较强,同时具有较高的命中精度.      

双旋弹丸弹道修正组件控制响应模型研究

为提高靶场试验中修正组件的打击精度,获得更好的滚转控制效果,评估滚转控制算法和弹道修正策略的性能,建立具有实际指导意义的双旋弹丸弹道修正弹修正组件控制响应模型,提出了一种数值仿真与试验测试相结合的执行机构建模方法.该方法通过获取双旋执行机构在阶跃冲击下的时域响应特性,结合拉氏变换计算传递函数,建立电磁控制力矩动态响应模型;通过飞行试验进一步获得准确的气动力矩和隔转阻尼力矩模型,建立了双旋弹道修正组件固定鸭舵滚转控制响应模型.风洞环境下的控制试验结果表明:双旋弹丸弹道修正组件控制响应模型能够以较高的精度评估组件动态控制响应特性,误差小于1.5%.试验验证了建模方法的可行性,也为后续弹道修正策略和控制算法研究提供了精确可靠的分析模型.      

具有弹道修正功能的引信设计

该文提出一种基于磁探测技术和全球定位技术的弹道修正引信,在弹药飞行过程中,GPS接收机将实时空间位置信息传递给控制模块,同时磁阻传感器将实时三维磁信息传递给控制模块,由控制模块进行信息处理,计算出弹药的各个时刻的飞行姿态,和理论弹道中特征点的理论姿态信息进行比较,通过点火喷嘴进行弹道修正。在理论炸点位置或理论炸点姿态时刻,由控制模块发出起爆命令进行起爆。具有弹道修正功能的引信可以提高弹药的命中精度和毁伤效能。     

空空导弹末端制导变结构导引律研究

 空空导弹末端控制(Endgame)段适用的导引规律,必须确保在目标实施最佳逃逸策略时,导弹以最小的脱靶量命中它。由于目标机动特性较难掌握,为了提高导弹的命中精度,在实际工程设计中,要求导弹飞行控制系统具有更高的机动过载和更小的时间常数。而直接力控制技术的引入,可明显提高导弹最大可用过载,减小导弹飞控系统时间常数。本文以比例导引律为基础,将目标机动视为未知的有界干扰,设计一种变结构导引律,利用变结构控制系统的干扰不变特性,克服目标机动的影响,实现目标有界机动条件下视线角速度的零化,使导弹飞行弹道在制导过程的中后段呈现出平行接近法的特性,以改善导弹制导性能。经对制导回路进行稳定性分析,对具有直接力控制与不具有直接力控制的制导系统分别进行仿真分析,表明在Endgame中,变结构导引律比一般的比例导引律脱靶量更小,引入直接力控制后效果更为明显。     

一对鸭舵控制的炮弹角运动特性及其影响因素

为了给鸭式布局炮弹的气动外形及弹道参数设计提供依据,研究了该类炮弹在一对鸭舵控制下的角运动特性.建立了鸭舵控制弹道模型,对一般炮弹角运动方程给出了鸭舵瞬时作用下的特解.通过仿真计算,分析了舵面偏转瞬时的攻角过渡过程及其影响因素,研究了弹体转速等对攻角特性的影响.结果表明,不同鸭舵气动外形参数对应的攻角过渡过程差异较大;弹体转速及最大飞行斜距对炮弹飞行稳定性的影响较为显著;当弹丸速度很大时,质心控制方位对最大攻角幅值的影响较小.     

鸭舵控制低旋尾翼弹有控弹道参数设计方法

为了提高鸭式布局制导炮弹的弹道控制性能,该文研究了一种通过匹配弹体稳态转速和攻角摆动频率以形成较大有效升力的有控弹道参数设计方法.给出了稳态转速的近似设计公式,提出一种精度较高的弹道法向诱导速度估算公式,并分析了其主要影响因素.仿真结果表明,采用该方法设计稳态转速与法向诱导速度,可在保持稳定飞行的前提下,有效提高制导炮弹的弹道控制能力,不同气动外形参数方案对应的诱导速度值相差可达25%.研究结果可为该类有控弹箭的弹道参数设计提供参考.     

基于脉冲控制的末段修正弹道研究

针对迫弹的末段弹道修正问题,建立了基于脉冲控制的飞行动力学模型.结合弹道模型,分析了脉冲个数、脉冲力大小、布置位置、弹丸转速、脉冲作用时间等脉冲参数和弹道参数对末段修正能力和弹道特性的影响规律.以某迫弹和给定的脉冲控制修正方案为例,进行了末段弹道仿真计算,得到了关于修正能力的定量仿真结果和末段修正过程中迫弹攻角变化曲线.研究结果表明了末段脉冲控制修正弹道偏差的有效性,也为末段修正迫弹的脉冲控制方案设计提供了一定的理论基础.     

一种适用于图像制导导弹的制导律

目的　为便于目标识别和捕获,并避免碰框,研究在低巡航速度的条件下,减小图像导引头的需用框架角; 方法　将框架角信号和视线角速度信号进行综合,形成一种积分比例导引规律; 将其仿真结果与三点法、比例导引法进行比较; 结果　这种方法的需用框架角明显小于三点法和比例导引; 结论　该方法允许导弹以较低巡航速度飞行而不碰框,适用于各种图像制导导弹;     

基于马尔科夫滚动优化的锂电池寿命灰色预测研究

文章建立了一种电池容量的动态预测方法,提出了滚动优化GM(1,1)模型、残差修正滚动GM(1,1)模型和Markov残差修正滚动GM(1,1)预测模型。研究结果证明了3种模型具有极好的预测性能,只是残差GM(1,1)模型的精度比其他2个低一些。且发现在仅有4个数据点建立的残差修正滚动GM(1,1)模型与Markov残差修正滚动预测模型也有相当高的预测精度。通过预测不同电池在不同充放电条件及温度条件下的电容容量,验证了滚动优化模型的普遍适用性。     

理想外弹道计算程序

前言近年来,在从事高低压发射火箭的课题研究中,由于要探讨炮口速度对射击密集度、射程等的影响,面临着大量的理想外弹道计算任务。然而,按《外弹道学》(我院203教研室,1973.7,下同)的方法作计算,采用逐次逼近、查表插值及西亚切解法等等,都很麻烦,且不太准确。 为了提高计算效率和计算精度,我们编拟了这份适用于DJS—6机的通用源程序。它既适用于火箭,又适用于普通炮弹;既适用于开式发射火箭,又适用于闭式发射火箭;既适用于大射角,又适用于小射角。由于仅要求用它来作弹道方案选择,故未考虑弹道修正计算问     

基于平均弹着点的榴弹炮射击修正方法

现代战争要求榴弹炮具有准确修正射击的能力。为了提高榴弹炮的射击准确度,应用多体系统传递矩阵法建立了榴弹炮系统的发射与飞行动力学模型,计算了榴弹炮的射击密集度,仿真结果与实验符合较好。计算了不同射角下平均弹道的射程、最大弹道高与侧偏的斜率。建立了基于平均弹着点的射击修正方法。修正结果表明,该方法可有效提高榴弹炮射击准确度,为提高榴弹炮的射击精度提供理论依据与技术手段。     

战术弹道导弹助推段拦截预测导引方法

针对弹道导弹助推段拦截的末制导问题进行研究,建立了弹道导弹助推段的运动模型,根据助推段的运动特点提出了预测导引末制导方法,通过分析零效脱靶量将比例导引的过载指令与轨控发动机工作时间进行等效。在不同的弹目速度初始夹角下分别用预测导引和比例导引法仿真并进行对比分析,仿真结果表明预测导引较比例导引在较大的末制导起始区域内具有更短的拦截时间和更少的轨控发动机燃料消耗量。     

弹道修正弹在脉冲力矩作用下的飞行稳定性条件

弹道修正是近年来为提高弹药设计精度而出现的一种新技术。该文对弹道修正技术中常用的脉冲力矩修正作用,对弹丸飞行稳定性状况的影响等进行了讨论,给出了脉冲力矩作用下飞行稳定性条件。这对目前开展的修正弹道技术研究,特别是对弹道修正设计方案的选取,有一定的参考意义。     

动能拦截弹末段制导导引律设计与仿真实现

大气层外动能拦截弹(EKV)是导弹攻防系统中一个重要的拦截作战系统。为了提高制导精度,在末段制导过程中必须采用性能优良的导引律。针对反导导弹末段的飞行特点及应用场合,根据脱靶量最小的原则,设计并实现了三维扩展比例导引模型。扩展比例导引在经典比例导引模型的基础上,通过对目标角加速度的估计,判断目标的运动趋势,可有效提高拦截精度。仿真图形及脱靶量实验对比结果证实了该导引方法的有效性及实用性。     

拦截高速目标的中制导次优弹道修正

针对临近空间飞行器的快速发展所带来的拦截高速目标作战需求,应用模型静态预测规划（model predictive static programming,MPSP）方法设计了一种中制导次优弹道修正算法.首先,通过分析中末制导交接班时刻拦截弹的最佳交接状态,得到了零控拦截条件,该条件由拦截弹和目标的速度比以及二者的速度前置角唯一确定;其次,针对不满足零控拦截条件的情形,分析了在引入比例导引作为末制导律前提下的捕获区,得到了拦截弹和目标速度前置角组成的平面内的捕获区基本构成,建立了中末制导交接班时刻拦截弹需要满足的捕获区约束;然后利用高斯伪谱法（Gauss pseudospectral method,GPM）得到了满足零控拦截条件的基准弹道,应用MPSP设计了考虑捕获区约束条件限制的弹道修正算法;最后,仿真结果验证了所提方法的合理性以及有效性.      

火箭弹外弹道计算程序(外弹道多用程序)

程序功能该程序是一个多用程序,采用不同算题语句,可以计算不同类型外弹道题。(利用定步长龙格——库塔法数值积分外弹道微分方程组,计算火箭弹和炮弹的外弹道诸元。)输出方式可以选择:1.只输出特征点;2.逐点输出并打印曲线。该程序适用于下列条件: 1.气温、气压、湿度(即虚温)可以为非标准条件; 2.利用推力曲线计算;