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。     

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.     

基于RD算法的横向规避弹道弹载SAR成像

首先建立了通用的曲线弹道合成孔径雷达(synthesis aperture radar, SAR)回波信号模型,分析了加〖JP2〗速度引入的相位误差,推导了是否进行曲线弹道补偿的定量条件;然后针对横向规避弹道情况,分析了弹载SAR回波信号的特点,并根据弹载SAR的特点进行了合理近似,设计了基于距离 多普勒算法的成像方法。该算法与直线孔径下的距离 多普勒算法相比,仅仅修改了部分相位因子,没有因为孔径的非直线增加成像算法的复杂性。     

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.     

弹底引信燃气动力保险开关的启动特性

新型燃气动力保险开关用于弹底引信,该机构利用火箭弹发动机燃气压力实现电子延期保险的接电。首先建立了开关的气体动力学模型,用VisualBasic编写了数值仿真程序,计算得到火箭内弹道阶段开关内部气体状态变化和活塞的运动过程,并分析了关键结构参数的影响情况。该火箭弹的保险开关接电过程时间小于0.72ms,高低温条件下的差异小,不足以影响武器系统性能。该机构可作为火箭、导弹武器一种可靠的保险件。     

弹体截断对弹载天线辐射特性的影响

本文应用几何绕射理论（ＧＴＤ）计算了弹载天线的辐射方向图。分析了弹体尾部圆柱部分在不同截断长度的情况下对弹载天线辐射特性的影响。结果表明,弹体截断对弹载天线辐射特性的影响很小,完全可以在弹载天线的测量中对弹体进行截断处理。     

拦截弹导引头测量误差对拦截效能的影响

把拦截弹导引头的测量系统作为拦截系统的一个子系统,从脱靶量及消耗能量两个方面,研究导引头测量误差在整个拦截系统中对拦截效能的影响。建立以拦截弹测量误差为激励,脱靶量及消耗能量为输出的比例导引拦截系统模型,对测量误差导致的脱靶量及消耗能量进行仿真,并通过数值统计得出拦截弹导引头测量误差与脱靶量及消耗拦截能量的量化对应关系,为拦截弹导引系统设计、导弹突防等提供技术参考。     

一种微小型弹药的气动特性仿真研究

针对微小型弹药布局设计的现有约束问题,提出了一种新的微小型弹药布局优化方案,基于正常式布局的结构,建立弹药的三维气动模型,对微小型弹药进行流体力学仿真,研究了弹翼尺寸对弹体静稳定性的影响。为验证设计方案的可行性,利用不同的飞行条件进行模拟气动计算,得到微小型弹药的升力、阻力及俯仰力矩参数,计算了升阻比与可用过载。仿真结果表明：所提微小型弹药气动布局方案满足设计要求,且具有良好气动特性和飞行稳定性,为后续设计提供一定的参考依据。     

弹目相对状态测量误差对拦截效果的影响分析

针对拦截弹中末交班过程中弹目相对状态测量误差引起的脱靶量变化问题, 在视线旋转坐标系下推导了弹目相对运动方程并进行解耦分析, 基于协方差转换法、连续离散混合系统的协方差描述函数法推导得到了弹目相对状态测量误差在末段传播的解析解及脱靶量均值、方差的计算方法。仿真解析计算与蒙特卡罗法计算结果一致, 并通过解析计算得到拦截弹相对状态测量误差与脱靶量的对应关系以及为实现拦截可允许的相对状态测量误差集。同时,仿真结果可为拦截弹中末交班信息测控精度、加速度饱和限制设计等工作提供技术参考。     

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.     

KH-RT模型对高压喷雾特性仿真影响的研究

用FIRE软件中的KH-RT二次油滴破碎模型对高压共轨喷油器在不同喷射压力和背压下的燃油喷雾过程进行了数值模拟,建立了喷雾闪光测试台架,对油束宏观特性及其喷油规律进行了测试.通过将喷雾贯穿距的计算值与试验值进行对比,对模型中两个主要参数C2和C4对油束喷雾特性的影响进行了研究.研究结果表明,C2对喷雾仿真结果影响较大,在不同的喷射背压下有不同的设置,与喷射压力关系不大,并总结出了C2与喷射环境密度的关系式,C4值对计算结果的影响较弱.通过本研究,可提高CFD软件预测高压燃油喷雾过程的精度.