基于Simulink的某型激光末制导炮弹六自由度弹道仿真

目前用于激光末制导炮弹弹道模型的仿真都是通过语言编程实现。这种方法编程复杂、编程时间长,程序可读性和可调试性较差,且对编程人员要求较高。由mathworks公司设计的Similink仿真工具被广泛用于弹道计算和仿真并趋于成熟。本文建立了基于Simulink的某型激光末制导炮弹六自由度名义弹道仿真系统。仿真结果表明,仿真系统实现了对该型激光末制导炮弹六自由度弹道的正确仿真。     

激光半主动末制导炮弹捕获概率研究

为了分析激光半主动末制导炮弹的捕获概率,建立了含有简易惯性制导段的末制导炮弹飞行仿真模型以及判断末制导炮弹捕获目标的标准.研究了末制导炮弹全弹道的干扰因素及其对末制导炮弹纵向和横向散布的影响.利用蒙特卡洛法计算出激光半主动末制导炮弹捕获目标的概率.提出了提高捕获概率的改进策略,并通过仿真得到验证.结果表明,这种改进策略提高了末制导炮弹的捕获概率.     

精确制导武器作战使用研究

对以末制导炮弹为代表的精确制导武器作战使用中的有关问题进行了系统研究.建立了末制导炮弹的弹道方程和评定其射击效率的数学模型,进行了射击实验仿真,找到了训练指挥员的经济而有效的途径.     

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。     

惯导陀螺零漂对末制导炮弹弹道性能的影响

该文依据惯导飞行阶段控制指令的生成原理,通过建立零漂对惯导陀螺外框轴偏转角度的数学模型,利用末制导炮弹全弹道刚体运动模型,根据仿真计算结果,分析了惯导陀螺零漂对末制导炮弹弹道性能的影响特点。得出了惯导陀螺定向轴纵向零漂对射程、侧向零漂对弹道侧偏有重要影响的结论,对新型末制导炮弹研制过程中的惯导陀螺零漂控制以及末制导炮弹射表的编拟有重要的理论指导价值。     

红外成像制导子弹弹道及视景仿真研究

分析了目前红外成像制导的视景仿真任务以及广泛采用的软件,决定使用卫星工具软件（STK）进行视景仿真。搭建红外成像制导子弹的数字仿真系统,进行六自由度全弹道仿真,再现红外成像制导子弹飞行的弹道特性。并且进行了红外成像制导子弹的视景仿真,再次验证了六自由度弹道仿真的结果。为了将红外成像制导子弹数字仿真结果直观的显示出来,有必要开发逼真的实时视景仿真软件,将飞行过程及飞行环境实时表现为可感受的虚拟场景和特效,以利于仿真人员直观快捷的对仿真结果进行分析、评判和决策。     

中末制导交班空间边界建立及影响因素分析

激光末制导迫弹中末制导交接段可靠交班是成功捕获目标的前提,针对交班空间的不确定性,研究该交班空间范围及相关影响因素对交班空间的影响特性.在构建6自由度弹道模型和干扰模型基础之上,分别从弹道约束、导引头作用距离、导引头视场角范围、修正能力等角度给出了交班空间需满足的约束条件.利用蒙特卡洛打靶仿真和线性插值拟合的方法,统计建立得出无控全干扰条件下交班空间边界作为基准交班空间,给出了时间、俯仰角、偏航角、射程、弹道高、侧向距离的界限范围.选取风、初速偏差、射角偏差为交班空间边界影响因素,仿真建立了无控且分别消除风、初速偏差、射角偏差状态下交班空间边界.结果表明,在主要影响因素中,风是影响交班空间边界的各因素中影响较大的因素.初速偏差主要对迫弹的交班时间、射程及弹道高影响较大.射角偏差增大了交班时间、射程的范围.从研究结果可知,激光末制导迫弹靶场射击时应尽量减小初速偏差、射角偏差,特别是选风速小的情况下射击.交班空间的建立也为制导迫弹开始激光末制导的时机提供判断准则,在弹体参数都满足交班空间条件下进行激光末制导才能保证弹丸准确命中目标.      

基于密集度指标的舰炮制导弹道模式设计

炮弹的密集度指标是评价其弹道性能的最重要指标之一。本文采用Monte Carlo方法对舰炮末制导炮弹的密集度大小进行分析,之后基于密集度指标对制导弹道模式进行设计。     

末制导炮弹姿态更新算法研究

对末制导炮弹姿态更新算法进行了研究,建立了捷联惯性导航系统(SINS)的姿态解算数学模型.采用等效旋转矢量法,利用末制导炮弹的一条弹道数据进行仿真研究,并与四元数四阶龙格库塔法进行了比较.结果表明,在该类实例下等效旋转矢量法仍然适用,而且由于克服了刚体转动的不可交换性误差,与四元数四阶龙格库塔法相比,在姿态更新周期及采样周期相同的情况下,其计算精度都相对较高.     

大着地角卫星制导炸弹最优制导律研究

为满足卫星制导炸弹大着地角的弹道要求,进行了最优制导律研究。根据卫星制导炸弹的特点,建立了弹目运动状态方程。分别基于极小值原理和通过求解黎卡提方程得到最优制导律,结果一致。对该最优制导律简化后获得了次最优制导律,适用于工程和仿真计算。利用次最优制导律进行了卫星制导炸弹六自由度全弹道仿真,与使用比例导引律的计算结果相比,着地角增加了60%。该制导律可以显著提高着地角和打击精度,能够满足卫星制导炸弹的弹道要求。     

光学导引系统的建模与仿真

在整个定点着舰过程中，飞机着舰下滑阶段的操纵难度和危险系数都是最高的，如何解决光学导引仿真中模型的准确度和视景特效的逼真度。是定点着舰仿真应用的重中之重。为了解决上述问题，根据光学导引秉统成像原理以及飞机、舰之间的几何关系，实时计算光学下滑道，建立了仿真平台的数学模型，并给出了状态方程。在基于VP平台的视景系统中，采用“立体光面”和动态缩放光晕的方法建立菲涅尔助降灯阵和迎角指示器的模型，保证了模拟着舰过程中飞行员视觉的逼真度。以美F-16飞机模型，进行了多次计算机仿真着舰，试验数据表明：在理想条件下光学导引仿真平台模型正确可信，飞行员着舰质量明显提高，能够起到导引着舰的作用。     

引信对弹丸末端弹道修正控制模型研究

提出了引信对弹丸末端弹道修正的概念，并对控制模型进行了研究。建立了以目标为参考坐标系的弹丸运动方程，探讨了实现末端弹道修正的技术途径，以８２ｍｍ迫弹为例，进行了计算机数字仿真，结果表明末端弹道修正技术是提高弹丸命中率的一有效且经济的途径。     

两级爆轰驱动装置发射弹丸的实验和数值模拟

为研究利用多级爆轰驱动发射高速爆炸成型弹丸的可行性,利用两级爆轰驱动进行发射爆炸成型弹丸的实验研究.二级爆轰驱动系统的次级被置换为成型装药,研究改变装药高度对弹丸速度的影响,并利用数值模拟对实验的结果进行比对.实验结果和数值模拟结果吻合良好.实验结果表明,二级爆轰驱动装置比传统一级成型装药能大幅提高爆炸成型弹丸的速度,具有发射大于3km/s弹丸的能力.     

一种激光目标探测系统的模型仿真

为对激光探测系统的科学设计和性能评估提供有效指导,针对一种激光目标探测系统进行仿真建模,分析并建立了激光回波功率和光电转换模型,利用所建立的模型对探测系统进行仿真,经样机试验数据验证所建模型有效可行。通过对特定典型目标的仿真可以推断该激光探测系统能实现对目标的准确识别,并可以通过回波波形的差异区分具有不同外形的目标。     

基于Terminal滑模的动能拦截器末制导律研究

针对大气层外动能拦截器的精确拦截问题,给出了一种基于Terminal滑模的鲁棒末制导律设计方法。在不考虑动能拦截器姿态运动的情况下,建立了动能拦截器纵向平面和侧向平面内的相对运动方程,并通过在末制导滑模中引入非线性项,去除了传统变结构制导律中的切换项,保证制导系统具有全局快速性。仿真结果表明Terminal滑模应用于动能拦截器精确末制导律设计中的有效性,较之传统的比例导引和变结构制导方法,能有效抑制视线的发散,对目标机动具有更强的鲁棒性,并具有更高的拦截精度。     

简易修正弹末段弹道修正能力分析与优化设计

该文以脉冲发动机作为某型迫弹修正执行机构，进行末段弹道修正研究，建立了简易修正弹道模型，给出了脉冲选择和点火算法方案，分析了影响修正能力的关键因素，确定了优化设计数学模型。通过采用Poweu优化算法结合外点罚函数法进行了仿真计算，结果表明：该文给出的修正机构数学模型对简易修正弹的结构研制和性能改进具有实用价值。     

激光半主动末修弹目标定位方法研究

在激光半主动末修弹实施弹道修正前,为实时精确得到地面目标相对弹丸的位置,提出利用激光探测器测角信息结合先验弹道的弹丸姿态角和弹道高信息得到目标相对位置的定位算法. 建立了目标定位模型,并利用蒙特卡洛法仿真,分析了弹丸在不同发射角下视角误差、弹丸姿态角误差和弹道高误差对定位精度的影响. 仿真结果表明,弹道高误差对定位精度影响最大,但单项误差因素引起的最大定位误差不超过12 m;弹丸发射角越大,其定位精度相对越高. 提出的目标定位方法简单易行,满足精度和实时性要求.