大长径比远程弹箭的极限平面摆动及其抑制

为了寻求远程弹箭研制过程中出现的试验射程与计算射程相差较大的原因,分析了可能造成高空远程弹箭近弹的因素,引入数学中的奇点理论与振幅平面方程,重点研究了非旋转大长径比远程弹箭在非线性气动力作用下作极限平面摆动的机理及其抑制措施.结果表明:大攻角下产生的非线性气动力可使大长径比弹箭作极限平面摆动造成攻角长时间不衰减,导致弹箭的弹道阻力增大,减小射程.可以通过改变气动参数与发射初始扰动对其进行抑制.     

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。     

高空空投AUV全弹道建模与仿真

高空空投AUV(Autonomous Underwater Vehicles——自主水下航行器)技术是一种集高空滑翔与水下自主航行于一体的综合研究,对其全弹道进行的建模与仿真是其概念设计阶段的重要内容,同时也是其设计的理论基础.根据高空空投AUV在运动过程中的主导因素不同,将其全弹道进划分为了六介阶段.在分析高空空投AUV各个阶段的结构、受力与环境等主要特点的基础上对其全弹道中的滑翔阶段,减速阶段和水下阶段三个稳态阶段,分别建立了相应的弹道仿真数学模型,并对各阶段数学模型特点进行了对比与分析.依据所建立的数学模型与SIMULINK模块化建模仿真理念搭建了高空空投AUV全弹道仿真平台系统.使用全弹道仿真平台对高空空投AUV的滑翔、减速和水下三个稳态阶段分别进行了仿真,并通过AUV水下阶段仿真结果与文献结果对比验证了数学模型与仿真平台的正确性.仿真结果表明,所建立的数学模型与仿真系统能快速准确的仿真出AUV各稳态阶段的运动弹道、速度与姿态变等动态特点.     

12.7mm口径空心弹丸空气动力学特性分析

为了更深入的了解空心弹丸的空气动力学特性,对空心弹丸和实心弹丸的外弹道流场分别建立了三维无粘Euler方程,并对两者的外弹道过程建立了弹丸质心运动微分方程组。以12.7mm口径实验弹为对象进行数值模拟仿真计算。通过对比分析,得出:由于结构特别,空心弹丸的阻力系数比实心弹丸小很多,并且在外弹道过程中,空心弹丸能够更好的保持飞行速度和弹道高,更有利于提高自动武器的射击效果。     

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。     

基于宽带LFM雷达的弹道目标精确测速方法

由于弹道中段末期稀薄大气对轻诱饵具有明显的减速作用,精确的速度测量是该阶段真假目标识别的重要途径之一。提出了一种基于宽带线性调频(linear frequency modulation,LFM)雷达回波信号的精确测速方法,该方法对雷达中频回波信号相位差进行最小二乘参数估计,完成弹道目标速度的精确测量。针对低信噪比条件下的精确测速问题,采用恒虚警率(constant false alarm rate,CFAR)检测与形态学滤波相结合的技术对噪声进行抑制,有效地提高了算法的鲁棒性和测速精度。对典型弹道目标的动态雷达特征信号及测速算法进行了仿真和分析,验证了算法的有效性。     

远程防空导弹弹道设计技术研究

远程防空导弹的弹道设计是导弹总体设计的关键。针对远程防空导弹拦截的目标远离发射点的特点,讨论了远程防空导弹作战使命及主要技术途径的实现方案,即双脉冲固体火箭发动机和双高抛弹道结合的优化弹道。对当前中远程防空导弹中使用的弹道实现技术与所给出的方案弹道进行了仿真对比,结果验证了该方案在降低导弹发射质量和提高导弹性能方面的先进性。     

风扰动下的卷弧翼弹六自由度弹道模型及仿真

大气的动态特性主要包括常值风、风切变、突风和大气紊流等,大气扰动是引起弹道散布的主要因素之一。首先建立了导弹在风场扰动条件下的按231转动的地面发射坐标系中的六自由度（6DOF）模型,其次应用CFD方法计算了某种外形旋转导弹的气动系数,然后在模拟风场中仿真计算该旋转导弹的弹道。     

遗传算法在空对地武器阻力特性辨识中的应用

利用空对地武器的弹道表,用遗传算法(Genetic Algorithm,GA)辨识武器的阻力特性,即阻力系数与武器飞行马赫数之间的参数化函数关系.采用在全马赫数下具有丰富表现力的综合阻力系数关系式进行了计算.针对遗传算法3种不同的适应值度量方案,进行了仿真研究.结果表明3种适应值度量都导致算法的收敛,其中幂比例适应函数效果最佳.     

稀薄大气层内轻诱饵速度识别法

随着地基相控阵雷达测速精度的大幅度提高,针对稀薄大气对轻诱饵有明显的减速作用,提出了一种新的目标识别方法——稀薄大气层内轻诱饵速度识别法,并对其识别原理、识别判决准则进行了详细阐述和分析,该方法通过雷达高精度多普勒测速及轨迹估计信息,获取轻诱饵气动减速特性进行识别,避开了质阻比参数估计中动态收敛过程。最后通过典型算例的计算机仿真计算,验证了该方法的有效性。     

高超声速飞行器再入过程改进气动系数模型

针对高超声速飞行器再入过程气动系数模型和参数辨识问题,基于公开的气动系数数据,综合考虑攻角和马赫数两个主要因素,分析了气动系数与二者的函数关系,建立了高超声速飞行器的改进升力系数和阻力系数模型,采用非线性最小二乘法进行模型参数辨识,得到参数辨识结果。将已知的气动数据与改进气动系数模型计算值进行对比,升力系数和阻力系数的相对误差平均值均小于5.10%,表明所建立的改进气动系数模型具有较高的精度,可以用于高超声速飞行器再入轨迹优化和仿真。     

固定鸭舵式二维弹道修正榴弹偏流特性分析

安装二维弹道修正引信后大口径榴弹的弹道特性发生了较大变化,偏流等弹道特性和修正控制机理的研究是面临的重要问题。针对该问题,基于双旋弹丸的攻角方程,通过无控和有控两种状态下动力平衡角和偏流解析表达式的推导,定性分析了偏流的影响因素,并采用系数冻结法给出了偏流的定量计算方法。通过分析有控状态下控制力项对动力平衡角和攻角变化的影响,研究了修正控制对偏流的影响规律。仿真结果表明,弹体转速、射角、飞行时间、固定鸭舵滚转角等是影响偏流的重要因素,所给出的偏流计算方法可较精确的计算偏流值。研究结果可应用于固定鸭舵式二维弹道修正榴弹的总体设计中,对该型弹丸的研究具有理论和工程意义。     

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…     

飞机结冰包线保护对开环飞行性能影响与仿真

在所有的飞机失事事故中,由于飞机结冰造成的灾难是很重要的因素之一。为了解决飞机结冰后造成的飞机失速迎角减小以及飞行包线萎缩等安全隐患,通过引入结冰参数等,采用一种简化的飞机结冰模型的方法来仿真。仿真计算各种输入或者扰动下,结冰飞机纵向各项性能响应。通过在线计算结冰失速迎角,建立开环状态下飞机包线保护系统,实时反馈失速迎角告警信息以提醒飞行员操作,从而保证飞机飞行的安全。仿真计算表明,该方法行之有效,而且概念清晰,计算简便,可以在实验条件不足的情况下,为仿真研究提供一种良好的方法。

Abstract：

In-flight icing is one of the most important factors for all of the aircraft accident.A brief method was utilized to simulate the aeroplane iced in order to solve the problem which was caused by ice,such as low stall of angle of attack and flight envelope atrophy.All the longitudinal dynamic of aircraft could be got in different input.Ice aircraft envelope protection could provide the pilot with enough time to avoid icing related accidents by calculating the stall limits of angle of attack online.The result of simulation can show that the system is working effectively,furthermore its method is simple and concept is obvious.It provides a good way for simulation research,especially in the condition of experiment lacking.     

基于UML的导弹攻防仿真系统设计及实现

基于分布式仿真技术构建导弹攻防仿真系统已成为评估导弹作战效能的重要手段。针对典型弹道导弹攻防对抗过程，分析了攻防对抗仿真系统构成及功能。采用统一建模语言（UML）对系统用例模型、实体结构模型及行为模型等进行了可视化建模，并采月VC＋＋工具对导弹攻防对抗仿真进行了系统实现．应用实践表明，采用UML进行系统设计，可有效提高导弹攻防对抗等大系统仿真开发的进度与质量。     

基于MP稀疏分解的弹道中段目标微动ISAR成像新方法

弹道目标在中段的运动包括轨道运动和微动。与轨道运动相比,弹道目标的微动能引起目标相对雷达视线角更为快速的变化,有利于逆合成孔径雷达(inverse synthetic aperture radar, ISAR)成像。针对自旋对称弹头的微动特性,提出了一种基于匹配追踪(matching pursuit, MP)稀疏分解的微动ISAR成像算法,分析了成像平面和成像所需积累转角,并通过计算机仿真与传统的距离－多普勒(range-Doppler, RD)、魏格纳－维尔(Wigner-Ville, WV)成像算法进行了比较。仿真结果表明：本文算法具有更好的成像精度和稳定性,且不受交叉项的干扰,是一种有效的微动目标成像算法。