基于零效脱靶量的制导估计一体化方法

为提高反临近空间高超声速目标的拦截精度,提出一种基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法,通过对目标拦截的制导估计问题分析,建立制导估计一体化设计的系统模型,并对具有目标机动补偿的零效脱靶量制导律进行设计。在目标状态信息可量测的条件下,零效脱靶量制导律与比例导引法相比,其制导性能略高;在目标状态信息不可量测的条件下,基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法对目标加速度的估计误差更小,制导精度也更高。利用该方法可以较好地跟踪目标机动,减小估计延迟对制导精度的影响,具有较高的制导精度和较强的鲁棒性。     

对光电制导系统干扰效果的评估方法

研究了光电干扰设备对光电制导系统干扰效果的评估方法,针对3种不同的干扰试验方法分别提出了相应的干扰效果评估准则.对于仿真试验,可以根据实施干扰 后,制导武器的脱靶量是否超出未受干扰时正常制导精度的3倍,判定干扰是否有效,并依据干扰成功率的大小划分干扰等级;对于实弹干扰试验,可以根据脱靶量是否超出正常制导精度的3倍,或杀伤半径来判定干扰是否有效;对于模拟飞行干扰试验和地面试验,可以根据导引头的跟踪脱靶量是否超出导引头正常跟踪精度的3倍,或导引头在靶平面上的跟踪脱靶距离,是否超出应用该种导引头的制导武器的杀伤半径来判定干扰是否有效.     

基于Backstepping方法的导引律设计

针对传统导弹制导与控制系统分开设计,使得拦截大机动目标时制导精度降低的问题,提出了一种将制导与控制系统进行综合设计以提高系统的性能的方法。考虑一阶自动驾驶仪动态,设计了基于Backstepping方法的综合制导律。仿真结果表明该导引律使得视线角速度渐近趋于零,脱靶量在1个较小的数量级上,可以满足导弹对脱靶量的要求。     

一种激光驾束制导体制下导弹制导控制系统误差分配方法

针对在现有导弹制导控制系统误差分析方法中,系统内各环节自身物理系统误差与脱靶量难以建立联系的问题,以激光驾束制导体制为例,提出了在该制导体制下导弹制导控制系统引起的总脱靶量与系统内各环节自身物理系统误差的误差分配方法。该方法依据驾束制导体制下控制系统结构,推导了各环节物理系统误差到导弹脱靶量之间的传递函数,并以各传递函数的稳态增益作为各环节误差与导弹脱靶量之间的传递系数,获得了各环节误差与脱靶量之间的传递关系。通过蒙特卡洛打靶法对该方法的合理性进行验证。结果表明,制导控制系统内各环节的误差可通过相应的传递系数与脱靶量建立联系,本文在此基础上提出的误差分配方法是正确的。     

制导滑翔炸弹的最优末制导律研究

以滑翔制导炸弹为背景,利用最优控制理论,结合求解状态转移矩阵的方法,推导了一种具有末端姿态角约束的最优末制导律.该末制导律保证了脱靶量和控制能量消耗最小的性能指标,适用于攻击地面固定目标.通过数字仿真,并与有末端姿态角约束的修正比例导引律进行对比.仿真结果表明该最优末制导律在满足制导精度要求下提高了末端入射角.     

战术弹道导弹打击航母的末制导精度研究

将比例导引作为战术弹道导弹末制导律。假设航母随机阶跃机动，采用伴随法和无量纲化法研究其末制导精度。分析结果表明，尽管脱靶量均方根值与航母机动能力成正比，且制导系统动力学阶数和有效导航比对脱靶量影响较大，但是对于打击机动能力有限的航母来说，其制导精度很高。最后指出战术弹道导弹精确制导化需解决的相关技术。     

体目标条件下的鱼雷攻击效果评估仿真方法研究

为了进行精确制导仿真,文中将目标体视为椭球体的几何体目标,建立了鱼雷攻击目标的脱靶量和命中角等命中要素的计算模型,并采用蒙特卡罗法进行统计仿真试验,得到命中概率、脱靶量均值、均方差、置信区间等统计结果.本方法对于提高鱼雷攻击效果的仿真统计精度具有应用价值.     

变质心非自旋弹头的变结构制导律研究

将弹头-目标相对运动关系分解为纵向平面和侧向平面内的相对运动关系,对非自旋弹头的制导问题进行了研究.为了保证非自旋弹头打击地面目标时的脱靶量和末端落角同时满足要求,提出了一种变结构制导律,该制导律在滑模面设计中同时包含了脱靶量和末端落角两种因素.采用指数趋近律方法来分别设计了纵向平面和侧向平面内的变结构制导律.仿真结果表明,所提出的变结构制导律不仅保证了脱靶量指标,而且使非自旋弹头以期望的末端落角命中目标,有效地提高了对目标的毁伤强度.     

导引头量测误差对落角约束最优制导律制导精度的影响

为研究导引头量测误差引起的落角约束制导系统制导精度问题,引入扩展的落角约束最优制导律,考虑导引头视线角速率零位误差、视线角零位误差和导引头探测器角噪声,利用无量纲化方法和伴随函数法对制导精度进行研究。研究结果表明:当无量纲末导时间大于15时,由视线角零位误差引起的脱靶量基本收敛到0,落角误差收敛到稳态值;大的导航系数有利于消除视线角速率零位误差对制导系统的影响;导航系数越大,探测器角噪声引起的稳态脱靶量/落角误差也越大;提高导引头的响应比提高驾驶仪的响应更有利于提高制导精度。     

LQC最优制导规律的一种简化工程实现方法

LQG最优制导规律是一种基于线性二次型高斯理论的最小化末端脱靶量和拦截周期内控制能量消耗的具有可变有效导航比的最优制导规律.由于这种制导规律中的有效导航比和比例系数计算公式比较复杂,弹上计算很费机时,本文通过适当简化,得到了相应的简化计算方法.与原公式相比,计算精度还是令人满意的.     

SRM羽焰图像的检测与参数预估

应用基于VC .NET开发环境自行开发的红外图像识别系统对固体火箭发动机排气羽焰图像进行了数字图像处理,实现了固体火箭发动机排气羽焰的分析.将数字图像处理技术引入到固体火箭发动机地面试车试验中,为固体火箭发动机排气羽焰的分析与参数辨识提供了一种新的、比较有效的方法,对火焰的基本参数,如火焰量值、长宽比、均值对比度、亮度最大像素点、复杂度等参数进行了计算处理,得到了较好的结果,达到了分析与识别的目的.     

基于最优信息量的液体火箭发动机可靠性增长规划

液体火箭发动机可靠性要求高、试验费用昂贵,有必要对其可靠性增长过程进行综合规划。提出基于最优信息量的液体火箭发动机可靠性增长规划方法,采用基于可靠性增长数据折合的指数型贝叶斯可靠性增长模型评估产品可靠性。考虑到产品本身存在一定的不确定性,采用贝叶斯风险决策方法,在考虑决策风险的情况下,对可靠性增长试验进行综合规划。算例说明了该方法的有效性及应用前景。     

火箭增程乘波外形导弹弹道特性研究

基于椭圆锥相交流场,采用非轴对称设计方法生成了一种带火箭增程的乘波外形高超声速导弹,并在给定攻角条件下对乘波外形导弹的弹道进行了仿真.仿真结果表明:导弹的飞行轨迹为波浪形;在满足热防护的条件下,给定乘波外形和初始滑翔速度的导弹存在一个较优的初始滑翔高度;导弹自带增程火箭的点火时间越早,其飞行距离越远.     

基于修正Arrhenius方法的SRM药柱储存寿命预估

高温加速老化法常用来解决固体推进剂药柱储存寿命预估问题。介绍了传统的加速老化Arrhenius模型在解决SRM药柱储存寿命预估问题中的应用,并针对传统Arrhenius方法的局限性,将Arrhenius公式修正为三参数公式,并给出了修正Arrhenius寿命预测模型的理论推导。分别基于该传统方法和修正方法对某型SRM药柱储存寿命进行了预估,并与常温试验外推储存寿命进行了比较。结果表明,修正Arrhenius方法预估误差更小,预估精度更高,更适用于SRM药柱储存寿命的预估。     

旋转状态下姿态控制发动机喷流流场的数值模拟

为了对姿态控制发动机在旋转状态时的喷流流场进行数值模拟,并避开复杂的滑移网格技术,将惯性坐标系下的控制方程和数值计算边界条件用弹体旋转坐标系来表达,选用雷诺平均的旋转坐标系下的Navier-Stokes方程,算例计算结果与采用滑移网格技术得到的流场结构相比更接近实测且计算容易收敛,表明这种方法正确且简单可行。数值计算结果表明：在弹体直径以及喷口大小及入口条件一定的前提下,由于旋转引起的喷流流动的非对称性将直接影响到姿态喷流控制力的大小和方向,进而影响到姿态控制发动机的工作效率;随着旋转角速率的增大,推力矢量明显变化,控制推力偏转,使有效揎制推力减小,从而影响远程火箭弹的稳定性和姿态控制精度,并在一定程度上增加了燃气消耗量。     

单兵火箭燃气消焰设计的试验研究与数值模拟

为了有效实现单兵火箭武器的燃气消焰,可以从火箭发动机的结构原理设计上加以改进.文中根据单兵火箭武器的消焰机理,给出燃气消焰的结构设计方案;同时搭建试验平台进行消焰装置的试验研究;根据试验装置及装药条件,建立内弹道数学模型并进行数值模拟.试验测试结果与数值模拟数据有较好的一致性,证明该燃气消焰的方法是可行的.研究结果对未来单兵火箭武器的设计与试验有很大的指导作用.     

基于Matlab/Simulink的气体增压系统建模分析

对火箭增压系统及其关键减压器建立数学模型,利用Matlab/Simulink软件搭出仿真框图,分析几个重要参数对系统的影响,对相似弹箭体阀门系统的研究分析提供一种方法和思路,为解决增压系统动态不稳定问题进行了有益的探索。     

维修性验证试验与评估方法在火箭炮上的应用与分析

通过火箭炮维修性验证试验与评估方法的应用实例介绍,重点阐述该试验方法在工程中的应用结果分析,并针对其关键问题进行探讨,提出了火箭炮基层级维修性指标验证试验与评估的应用方法。可供同类产品在维修性验证试验与评估时参考。     

固体火箭发动机试验数据分析

为揭示固体火箭发动机试验数据隐藏的规律,提出了在R统计语言环境下开展试验数据分析的新方法。该方法以数理统计理论为基础,首先对试验数据进行通用处理如变换、滤波等,然后再进行内弹道仿真、参数辨识等专业领域分析。为验证方法的有效性,设计开发了相应的数据处理系统。该系统采用模型化图形输入交互操作方式,文末以一发发动机试验实测数据进行分析,仿真其内弹道性能,验证了本方法的直观性、准确性和有效性。