相近弹形气动参数的确定方法

提出由已知一种制导炮弹(Ⅰ型)气动特性(利用气动仿真对比计算与飞行对比试验方法)确定另一种气动外形相近的制导炮弹(Ⅱ型)的气动特性的方法.利用Jameson有限体积法求解空间流场的欧拉方程,采用笛卡尔网格技术分别对2种气动外形进行了气动力对比仿真计算.根据对比飞行试验数据对2种弹落点参数、雷达径向速度进行气动参数辨识.结果表明,仿真计算结果与根据落点参数及雷达径向速度辨识结果基本一致.该方法为根据已知气动外形准确确定另一种相近气动外形气动参数提供了一种途径.     

考虑雷达导引头前馈补偿的一体化制导方法

针对大机动目标使空空导弹雷达导引头跟踪误差加大和制导精度下降的问题,提出了一种考虑雷达导引头前馈补偿的一体化制导方法。针对机动目标,构造视线角速度前馈补偿回路,对雷达导引头角跟踪系统进行补偿,提高导引头响应速度,降低跟踪误差角。基于视线坐标系设计一体化制导算法,采用卡尔曼滤波器对弹目视线角速度和目标加速度进行估计,将视线角速度信息前馈补偿到导引头跟踪回路中,将目标加速度信息补偿到最优制导律中,同时实现雷达导引头视线角快速跟踪和最优制导律制导信息提取。仿真结果表明,一体化制导算法可同时实现对导引头视线角速度和目标机动的估计,从而提高制导精度。     

简易制导迫弹脉冲力控制建模与仿真

介绍了弹体追踪制导律的特点,通过对弹体纵向运动的动力学方程线性化处理,推导出脉冲力控制的弹体传递函数,分析了脉冲力大小对脱靶量的影响.给出探测器捷联体制下的脉冲力控制算法,并对该控制算法进行仿真.分析了脉冲力作用位置对制导精度的影响,提出采用脉冲力提供重力补偿可以提高弹丸命中精度的方法.     

一类扩展的弹道成型制导律

以导弹剩余飞行时间的幂函数为基础构建扩展的目标罚函数,利用Schwartz不等式,推导得到扩展的带落点和落角约束的最优制导律簇,给出了两类衍生形式的扩展弹道成型制导律簇. 在终端落角约束下,针对罚函数的不同指数n、制导动力学阶数以及不同的导引头和驾驶动力学权状态,研究了第一类衍生形式弹道成型的量纲一加速度、位置、角度脱靶量特性. 研究结果表明,末导时间达到制导动力学滞后时间常数的15倍左右时,量纲一位置和角度脱靶量均收敛到0附近;指数n越大,位置和角度脱靶量振荡越厉害;动力学阶数越高,位置脱靶量振荡越厉害. 最后指出,提高导引头响应速度比提高驾驶仪响应速度能更有效地降低系统位置和角度脱靶量.      

带过重力补偿的比例导引制导律参数设计与辨识

研究以增大导弹落角为目标的过重力补偿比例导引律及其工程应用。将重力补偿信号作为加速度补偿指令引入线性比例导引回路,从而建立了仿真数学模型,分析了重力补偿系数、比例导引系数等参数对制导系统性能的影响,并根据遥测数据给出实际系统的过重力补偿系数、比例导引系数的辨识结果从而验证了理论设计结果,得到过重力补偿比例导引律的一般设计方法。     

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。     

基于强迫振动的全捷联导引头隔离度在线抑制技术

基于全捷联导引头隔离度离线标定精度较差且难以有效抑制隔离度对制导控制系统造成的影响,提出了基于强迫振动的全捷联导引头隔离度在线估计与抑制算法,并研究了算法参数取值对估计和抑制效果的影响;针对隔离度抑制效果受测量噪声影响较大的问题,设计了基于卡尔曼滤波技术的改进方法.仿真结果表明,该算法可以实现对全捷联导引头刻度尺误差引起的隔离度的估计,将估计结果进行前馈补偿可有效抑制隔离度对导弹制导控制系统的影响.      

导弹伪攻角反馈三回路驾驶仪设计分析

阐述了几种典型过载驾驶仪的结构演变过程,对传统三回路驾驶仪的结构进行了适当改进，提出了采用伪攻角作为反馈信号的三回路驾驶仪新结构。研究了驾驶仪工程指标与闭环极点之间的对应关系以及从状态反馈到输出反馈的变换技术，给出了基于输出反馈极点配置的伪攻角反馈三回路驾驶仪设计方法。研究结果表明，伪攻角反馈三回路驾驶仪消除了传统三回路驾驶仪的静差，并具有与其相似的控制特性以及鲁棒性能。分析结果显示，两种结构的三回路驾驶仪对静不稳定弹都具有较好的稳定控制性。     

简易制导脉冲控制力修正技术研究

根据开发低成本脉冲修正弹药的实际需要,研究一种开环修正的方法.从弹道的角度建立弹道模型,分析了修正距离与脉冲控制力大小的关系以及脉冲发动机级数与脱靶量之间的关系.根据最大散布误差和最大脱靶量指标选择脉冲控制力大小,并对脉冲发动机分级.通过对8级脉冲发动机参数进行的仿真计算,验证了此修正方法的可行性.     

H∞理论在BTT导弹自动驾驶仪设计中的应用

研究了H∞控制理论在BTT导弹自动驾驶仪设计中的应用,重点讨论了广义被控对象模型的建立,以及权函数的选取原则。首先建立俯仰独立、滚转偏航耦合的BTT导弹数学模型,通过分析BTT导弹设计需求,选择权函数,建立起H∞控制BTT自动驾驶仪结构模型,并用H∞方法设计了BTT导弹俯仰通道和侧向通道的自动驾驶仪。