机弹分离气动干扰对导弹自控终点散布影响仿真研究

提出了采用流场数值模拟和弹道仿真相结合对导弹自控终点侧向散布进行计算的新方法.运用动网格技术更新由于导弹与载机发生相对运动而导致的计算域的变化,将整个流场的解与六自由度运动方程的解进行耦舍,模拟计算了9个工况下机弹分离时导弹所受气动干扰力、姿态角和位置,分析了发射条件对导弹气动力、姿态角和位置的影响,并将其作为导弹弹道仿真初始参数,仿真计算了导弹的自控终点侧向散布.结果表明该型导弹与载机分离时产生的气动干扰对导弹飞行自控终点侧向散布影响较小,从而验证了该型导弹的发射可靠性.     

基于环境因素舰载导弹自控飞行终点散布研究

针对舰载导弹发射时的环境条件,对导弹自控飞行终点散布的影响进行了分析,通过对载舰及导弹在轨上的运动、大气温度及常值风等环境条件的研究,得到它们对导弹自控飞行终点散布影响的一般规律。对舰载导弹发射时,导弹随载舰一起运动的各种情况对导弹自控飞行终点散布的影响建立了数学模型,并对仿真结果进行了定量分析,为提高导弹的命中精度提供了依据。     

垂直发射武器与舰炮武器火力交叉的判断

针对现代水面舰艇舰载武器的发展趋势以及垂直发射武器的外弹道散布特性,研究解决垂直发射武器系统与舰炮武器系统之间火力交叉的判断求解问题。描述了垂直发射武器弹道散布体模型。在导弹的垂直上升段借鉴舰炮武器火力交叉判断模型进行判断;在转弯段利用迭代法求解理想弹道与舰炮瞄准轴线最短距离,并判断是否发生火力交叉。     

近距格斗空空导经间最佳快速转弯控制律研究

为了使近距格斗空空导弹在大离轴角发射时能快速地转向目标,需要研究快速转弯控制律。要求在给定的时间内使导弹由初始姿态转到所要求的姿态,并使导弹终端速度最大。应用最优控制理论,提出一种最佳快速转弯控制律,能在推力矢量控制下消除终端时刻垂直于初始视线方向上的速度分量。数字仿真表明,该控制律具有很好的性能,能使近距空空导弹在大离轴角发射时的截击能力得到提高。     

面向摆动喷管的导弹非线性姿态控制

针对采用摆动喷管作为执行机构的导弹姿态控制系统,研究了导弹初始垂直发射过程中三通道姿态耦合控制问题。详细推导了采用摆动喷管的导弹的姿态动力学模型,并与欧拉角描述的导弹姿态运动学模型结合,基于动态面控制技术,在考虑系统中气动参数不确定性情况下设计了一个新的动态面自适应滑模控制器,并应用Lyapunov方法给出了严格的稳定性证明。为避免控制设计中的抖振问题,控制器中的符号函数用饱和函数来代替。数值仿真分析验证了所提出的控制方法的有效性。     

对抗条件下防区外发射飞机武器系统综合效能评估

在美国工业界武器系统效能咨询委员会(WSEIAC)评估武器系统效能模型的基础上,对防区外发射机载武器系统在对抗战场环境下的作战效能进行分析,给出系统层次结构模型,建立了系统效能评价模型。通过建立突防空中拦截模型、敌国土防空模型和舰空导弹栏截等模型来仿真机群的整个突防过程。然后对某型防区外发射机载武器系统的作战效能进行评估,并给出仿真结果,为方案选定、系统设计提供了有力的依据。     

美国“复仇者”近程防空系统

一、概述 “复仇者”(Avenger)武器系统是美国波音宇航公司(BAC)最近研制的一种低空近程防空武器系统。1983年5月波音宇航公司提出将原来陆军已服役的肩射防空导弹“尾刺”(Stinger)改装为车载发射的武器系统方案,起名为Avenger系统,BAC公司对这个系统的设计思想主要考虑为: 1.采用已有的设备包括导弹、运载车辆、发射控制系统、通讯系统、目标显示跟     

战术导弹垂直发射控制的输出解耦变结构方法研究

战术导弹垂直发射时需要姿态快速机动 ,这造成了在姿态调过程中导弹呈现较严重的非线性和耦合特性。针对垂直发射时系统的要求和特点 ,利用输入输出解耦变结构控制方法 ,研究了战术导弹垂直发射姿态调转的控制问题。首先结合垂直发射的具体特点 ,建立控制系统非线性数学模型 ;然后利用输入输出解耦变结构控制方法 ,进行导弹垂直发射姿态调转的控制系统设计 ,得到了具有良好鲁棒性的非线性控制律 ;最后通过仿真验证了该控制律的有效性     

空面反辐射导弹武器系统效能评估

为定量分析和评估空面反辐射导弹武器系统在给定条件下完成规定任务的程度,依据美国工业界武器系统效能咨询委员会给出的模型和方法,以完成毁伤目标任务的相符程度作为效能量度,对武器系统的效能进行了分析和评估建模,给出了信息系统可用度、系统能力和效能计算公式,讨论了雷达对抗对系统效能的影响。     

导弹大型技术训练模拟系统设计

导弹大型技术训练模拟系统综合运用多学科的先进技术,建立了数十个数学、物理和网络模型,研制出上百台仪器设备,实现了导弹全武器系统、发射全过程的模拟。本文主要介绍系统的功用、组成、简要技术方案和几个主要技术问题。     

基于改进BPSO的聚类选择性集成

首先针对离散二进制粒子群(binary particle swarm optimization, BPSO)容易陷入局部收敛的问题,提出一种改进的BPSO算法。在分析高斯密度函数对尺度敏感性的基础上,利用粒子群与全局最优粒子的一致性动态调节尺度参数,并利用密度函数对称区间的定积分确定全局最优粒子的变异概率。而后将聚类的选择性集成抽象为组合优化问题,利用聚类成员有效性和差异性的加权组合定义适应度并以改进BPSO的进化过程实现聚类的选择性集成。最后基于标准数据集和图像数据集验证算法的有效性。     

弹道助推段误差传播高精度求解方法

针对扰动引力场对导弹命中精度影响日益突出的问题,基于弹道摄动思想提出了一种可同时考虑发射点垂线偏差和导弹飞行过程扰动引力影响的弹道助推段误差传播高精度求解方法。首先推导了弹道助推段摄动方程,然后根据其物理意义将摄动项划分为几何项、受力项、引力加速度耦合项、视加速度耦合项4部分,并分别推导了各摄动项对应的系数矩阵。基于某典型弹道导弹仿真系统,设置不同误差条件,将提出的弹道助推段误差传播模型与弹道求差法进行仿真对比。蒙特卡罗打靶结果表明,相对弹道求差法而言,该方法的计算效率提升了约50倍,射程偏差计算的相对误差均小于10%。     

潜射反舰导弹自控段建模与实现

对飞航式反舰导弹自控段仿真中的影响因素进行分析，并运用海浪谱进行海浪仿真，对反舰导弹的作战环境进行了较好的描述，最后对导弹的自控段仿真进行建模。     

基于星图匹配的导弹初始定位定向方法研究

论述了星敏感器捷联在弹体上,采用星图匹配技术修正导弹初始定位、定向的原理。提出了一种适用于星光制导的凸多边形算法,简化了弹载星表。由星敏感器视场中的星图,可生成唯一的最大凸多边形,基于凸多边形的星图识别算法可同时获得多颗星的瞬时位置,由此可获得弹体在赤道惯性系和发射点惯性系中的姿态及其关系。最后导出导弹初始定位、定向误差的数学表达式。仿真结果表明该方法的有效性。     

导弹水下动机座垂直发射动力学建模与仿真

分析了潜艇带速水下垂直发射导弹过程中导弹所受到的流体动力特性、弹体与弹性密封环的相互作用,建立了水下动机座垂直发射导弹的动力学模型,提出了导弹仿真耦合算法,给出了弹道仿真算例。为导弹垂直发射弹道控制、发射安全性评估、导弹与发射系统设计提供理论基础与研究手段。     

导弹预警卫星目标识别算法研究

针对导弹预警与攻防对抗中的导弹目标识别问题,提出了一种导弹预警卫星地面应用系统中对导弹目标进行识别的新算法。该算法提出用导弹发射点位置、导弹尾焰红外特征和导弹关机点特征量作为导弹目标识别的特征量,用模糊隶属度加权求和方式进行信息融合,根据融合和最大融合量的阈值判决确定导弹的类型、国别。仿真实验证明了该算法的有效性。     

基于改进两步裁定法的内埋空空导弹作战效能评估

针对内埋空空导弹的作战效能评估问题,本文通过将编队方式、态势信息以及目标分配模型融入到传统多步裁定法中,提出了一种更加完善的两步裁定法用以评估内埋空空导弹作战效能。通过分析战场实际情况,分别从方位角和进入角的角度建立优势函数,并引入串联系统构建载机角度优势函数。根据作战高度对导弹攻击区远界的影响,构建了空空导弹优势函数;结合高度优势函数,将上述3种优势函数聚合为空战优势函数,并依此建立了先敌发射概率模型、导弹毁伤概率模型和综合威胁指数模型,从而完成目标分配。仿真结果表明,改进算法的评估结果与客观态势一致性较强,可为研究内埋空空导弹的作战效能提供理论参考。     

反舰导弹同时临空控制策略研究

针对反舰导弹同时到达实施饱和攻击的战术要求,首先基于控制导弹发射顺序和发射间隔时间的思路,在考虑海洋环境因素对导弹速度影响的条件下,提出了反舰导弹同时临空打击单舰和编队目标的临空时间协同方法;然后,基于通过航路规划控制导弹的飞行航程的思路,建立了航路对称计算模型和动态椭圆计算模型,提出了通过规划航程相等的航路实现导弹同时临空的控制方法,仿真结果表明:该方法可实现齐射的导弹以不同的飞行航路同时到达目标,解决了反舰攻击时发射平台须较长时间保持阵位的问题,提高了导弹攻击和兵力行动的效率。     

Integrated guidance and control design for missile with terminal impact angle constraint based on sliding mode control

Aimed at the guidance requirements of some missiles which attack targets with terminal impact angle at the terminal point, a new integrated guidance and control design scheme based on variable structure control approach for missile with terminal impact angle constraint is proposed. First, a mathematical model of an integrated guidance and control model in pitch plane is established, and then nonlinear transformation is employed to transform the mathematical model into a standard form suitable for sliding mode control method design. A sufficient condition for the existence of linear sliding surface is given in terms of linear matrix inequalities (LMIs), based on which the corresponding reaching motion controller is also developed. To verify the effectiveness of the proposed integrated design scheme, the numerical simulation of missile is made. The simulation results demonstrate that the proposed guidance and control law can guide missile to hit the target with desired impact angle and desired flight attitude angle simultaneously.