单通道鸭舵控制对弹药攻角影响的仿真分析

单通道鸭舵控制是弹药智能化的一种重要控制方式.分析了新增鸭舵对弹体产生的力和力矩,建立了基于一对鸭舵控制的有控外弹道模型,推导了鸭舵控制力矩对弹棒攻角的控制方程,研究了两种常用的舵机控制波形对弹体攻角的影响.经仿真对比表明,采用两状态控制波形和三状态的控制波形对弹体的周期平均效果相似,但两状态控制较三状态控制引起的弹丸攻角的摆动幅度更大,震荡过渡时间更长.此结论对于有控弹药控制方案设计提供一定参考.     

基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正

弹丸飞行姿态角实时探测和脉冲力修正效能是基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正的两个关键技术。简要介绍了基于地磁探测的姿态角探测原理,根据带修正力的6自由度弹道模型,设计了均匀试验,通过回归分析得到了二维脉冲修正效能模型。仿真结果表明,该回归模型和实际值拟合的程度较好。最后给出了基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正具体实现方法。     

旋转弹弹道修正引信修正能力仿真研究

首先分析了舵修正引信可行性,之后通过舵修正时全弹受力分析,给出了合并舵后对应的全弹受力表达式.在研究舵工作时弹丸攻角方程的基础上,推导出舵工作时动力平衡攻角的表达式,结合该表达式和修正力分析,提出了修正力计算公式.并对某旋转稳定弹修正力能力进行了计算仿真,结果表明所选用的舵修正某弹,修正能力足够.     

脉冲直接力控制简易制导弹药命中精度研究

研究了基于弹体捷联激光四象限探测器体制下,利用脉冲力进行质心控制的弹道修正技术.通过外弹道模型的建立和数值仿真,研究了弹丸落角、脉冲发动机作用位置偏离质心距离、脉冲发动机工作宽度和总冲散布等因素对于弹道修正精度的影响,对比得出了影响弹丸修正精度的主要因素,为工程实现提供理论支持.     

6自由度修正弹道脉冲推力仿真研究

建立了基于SIMULINK的六自由度弹道修正弹仿真模型，并在此基础上研究了脉冲推力作用下的弹道修正特性。针对非质心作用推力的情况，讨论了附加攻角振荡幅度、脉冲推力大小、作用时间间隔等因素对于修正距离的影响。根据讨论结果发现，修正弹在预设固定时间点附近存在有利触发脉冲时机。如果能够在预设时间点附近的一个短时间范围内选择有利触发时机，就可以大大减少修正弹附加攻角的振荡，从而接近达到脉冲推力作用于质心时的预期修正效果．     

防空指令修正弹有控弹道仿真

防空指令修正弹药,设计中为满足多组、多发同时修正的作战需求,拟采用控制修正指令仅发送一次的修正方式.针对此种防空指令修正弹药的特点和采用以继电式舵机为修正机构的限定条件,应用周期平均力分析了继电式舵机的修正机理,建立了有控段弹道模型,研究了启控时间,舵机一修正力的大小、方向及与之对应的换向角的计算方法,探讨了时间误差所包含的因素.最后基于蒙特卡洛法给定弹道偏差,对有控弹道进行了数值仿真.结果表明按照所设计修正方案,弹道修正曲线符合预期效果,为其工程化提供了理论参考.     

非常规炮弹阻力系数与攻角辨识方法研究

提出了利用韦布尔雷达测量的速度及弹道参数来辨识非常规弹丸飞行的阻力系数和攻角的方法。采用多段样条方法提取阻力系数,可以保证阻力曲线的一阶连续性,且能准确地辨识出从亚音速到超音速下的阻力系数。将辨识得到的阻力系数与吹风得到的阻力系数进行对比,从而验证了该方法的正确性。根据建立的弹丸飞行运动学方程,推导出攻角与弹丸物理参数、气动力参数及飞行参数的关系,并根据雷达测试数据辨识了弹丸飞行的不同阶段攻角随时间的变化规律。结果表明利用雷达数据对非常规弹丸飞行的阻力系数与攻角进行辨识的方法是可行的。     

基于广义功原理弹道最优控制方法研究

针对弹道修正弹的弹道最优控制问题,结合弹道控制中脱靶量最小和能量损耗最小的双重准则推导出弹道修正最优控制策略,提出基于最优控制理论广义功原理解决该最优控制问题的新方法,得到了最优解,并给出仿真算例.算例的分析表明,在给定初始修正点和目标点条件下,得到的弹道修正最优控制量能够通过弹道修正执行机构在能量损耗最小的条件下,控制弹丸以最小的脱靶量击中目标位置.该最优控制结果为弹道修正执行机构的设计提供了理论依据.     

鸭式气动布局导弹流场数值模拟

采用以N-S方程为主控方程的数值模拟方法,进行固定尾翼鸭式气动布局导弹的气动特性和流场数值模拟。系统介绍了文中所用的数值仿真方法。基于气动特性和流场分析研究了固定尾翼鸭式气动布局导弹的流场特性和气动特性,分析结果显示,在尾翼固定的状态下利用鸭舵的差动偏转进行滚转控制效率较低,基于流场仿真结果分析了鸭舵-尾翼间的滚转耦合机理。     

弹道修正引信修正弹道视景仿真系统

针对在弹道修正引信研制过程中靶场试验成本高、周期长的不足，研制了弹道修正引信修正弹道视景仿真系统。该系统以火箭增程迫弹为研究背景，建立了火箭增程迫弹的6D弹道模型，利用蒙特卡洛法在引起弹丸落点散布的误差源上加上随机误差，运用龙格．库塔法不断解算弹道，再由基于STK的视景仿真子系统形象地给出弹丸飞行过程。结果表明，该系统仿真结果能较好地和实际靶场试验结果吻合，又能形象逼真地显示弹丸飞行过程。     

Boost-Phase ballistic missile trajectory estimation with ground based radar

1. INTRODUCTION The Boost Defense Segment (BDS), the first defenseline of the multi-layer missile defense systems, hasbeen attached much importance to many strongmilitary countries all the world because of its capab-ility to blank off the coming ballistic missile (BM). Asan important key technology of BDS, the nonlinearboost-phase BM trajectory estimation is hard for highprecision due to the BM’s high maneuverability in itsboost-phase. The Extended Kalman Filter (EKF)[1], the rep…     

雷达目标动态RCS仿真研究

根据中段弹道目标的运动学特性，结合室内缩比模型RCS静态测量数据，提出了一种雷达目标动态RCS仿真的方法。该方法首先仿真空间目标飞行弹道，然后计算目标在飞行过程中的方位角，由此获得目标在设定场景下的RCS动态特性。仿真结果与理论分析相比较，证明了所提出方法的可行性。     

高空气动特性对远程弹箭弹道的影响研究

为了考察远程弹箭高空条件下的弹道特性,推导了远程火箭在高空稀薄气体中的阻力系数表达式,对阻力系数在稀薄大气中随马赫数与攻角的变化进行了计算分析。提出在高空弹道计算中应考虑稀薄大气的影响,把整个弹道分成稠密段、过渡段和稀薄段三部分,全弹道的阻力系数与各段对应使用。仿真结果表明,稀薄气体中的阻力系数比稠密大气中的大,采用复合阻力系数进行弹道计算比完全采用稠密大气中的阻力系数计算更符合实际。     

考虑阻力系数时变的下压段半解析时间预测方法

高超声速飞行器下压段飞行环境复杂、弹道参数变化剧烈、被动减速较快,传统解析预测采用的常值阻力系数假设不再适用。考虑攻角、马赫数影响,对阻力系数表达式进行拓展,基于解析理论对复杂弹道方程加以简化,得到以剩余射程为自变量的微分方程,通过数值积分快速求解弹道诸元,提升全弹道快速规划能力。典型弹道仿真表明,与传统常值假设相比,所提方法可将俯冲下压段的时间预报误差降低到1 s左右,同时不增加计算复杂度,实现滑翔飞行器俯冲飞行时间、速度、动压的精准、快速预报。     

弹载下降段大前斜聚束SAR成像时序设计

提出了一种基于场景点遍历的多普勒带宽计算方法,该方法能得到准确的脉冲重复频率 (pulse repetitionfrequency,PRF)下限值,解决了传统计算方法存在的发射脉冲数过多及PRF参数无法设计的问题,同时解决了雷达方位与俯仰波束宽度不一致时,PRF下限值较难准确计算的问题。构建了基于雷达系统参数和弹载高动态运动特征的PRF参数设计模型,在此基础上提出了通过减小等效斜视角和雷达平台速度的发射脉冲数最小的弹道优化方法。弹道仿真验证了本文方法能较好地满足工程应用中弹载下降段大前斜聚束SAR成像时序设计需要。     

直接力／气动力复合控制防空导弹脱靶量仿真

针对力矩式直接力/气动力复合控制防空导弹,给出一种姿控固体小火箭的点火条件和末端修正制导策略,并通过仿真计算研究了对不同运动特性目标的拦截能力以及主要误差因素对终端脱靶量的影响。结果表明该复合控制方法具有很强的弹道修正能力,能在较大空域内实现直接碰撞,但是受雷达导引头测量误差影响十分显著。     

固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究

针对高超声速飞行器投放任务要求,开展了固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究。根据三级固体火箭第三级飞行特点,提出一种基于纵向、侧向联合设计制导方法。纵向在高度时间剖面内生成名义轨迹,并完成跟踪制导律设计,实现终端高度、当地弹道倾角和攻角约束。侧向采用两次反向的修正交变姿态控制能量管理(alternate attitude control energy management, AEM),并通过预测校正相关参数,提高速度控制精度,实现侧向位移收敛。仿真结果表明,本方法可实现不同终端约束制导任务需求,具有在线自适应能力。     

基于LSTM的弹道导弹主动段轨迹预报

弹道导弹主动段长周期轨迹预报能够为导弹防御系统提供早期预警信息。传统的轨迹预报方法大多集中在导弹的自由段与再入段, 通过解析法、数值积分法或函数逼近法推断未来时刻目标的状态。由于弹道导弹在主动段会受到多个未知作用力的影响, 其轨迹预报相比自由段与再入段更具挑战性。为此, 本文提出了一种基于长短时记忆(long short-term memeory, LSTM)网络的弹道导弹主动段轨迹预报方法。首先, 根据导弹主动段动力学模型与弹道参数典型取值生成用于网络训练的大规模轨迹样本; 其次, 设计了基于深度LSTM网络的弹道导弹主动段轨迹递归预报方法; 最后, 与基于数值积分法、多项式拟合及反向传播神经网络的轨迹预报方法的实验对比, 表明了所提方法在主动段轨迹预报上的优越性。     

基于LSTM与1DCNN的导弹轨迹预测方法

针对弹道导弹等超远程攻击目标的轨迹难以预测的问题,提出一种基于长短期记忆(long short-term memory, LSTM)网络与一维卷积神经网络(1-dimensional convolutional neural network, 1DCNN)的目标轨迹预测方法。首先,建立三自由度导弹运动模型,依据再入类型设计3种目标轨迹数据,构建机动数据库,解决轨迹数据的来源问题。其次,采用重复分割与滑动窗口的方法对轨迹数据进行预处理。然后,基于LSTM与1DCNN设计了一种目标类型分类网络,对目标进行初步分类。最后,基于1DCNN设计轨迹预测网络,对目标轨迹进行预测。仿真结果表明,提出的轨迹预测网络能够完成轨迹预测任务,预测误差在合理范围内。