导弹套接分离方案级间分离过程仿真分析

针对采用套接式分离方案的固体导弹,在套接式分离方案特点分析基础上,建立了导弹分离动力学模型.就不同发射条件和设计参数进行了级间分离过程仿真分析,获得发射角、发射点海拔高度、发动机后效推力、套筒长度、防转螺钉距套筒出口长度对分离时间和主级导弹制导信号被遮挡时间的影响规律.文中对导弹套接式分离方案发射条件选择和级间分离装置设计具有一定参考价值.     

车载防空导弹行进间发射过程动力学数值分析

利用自回归（AR）模型对不同等级随机路面进行数值模拟,建立了车载防空导弹的行进和发射一体化多柔体动力学模型。根据行驶动力学仿真结果,确定了最恶劣发射时刻。结合分析结果完成了行进间发射动力学仿真,获得了导弹姿态参数。分析了路面和车速对防空导弹行进间发射精度的影响。利用自回归（AR）模型对不同等级随机路面进行数值模拟,建立了车载防空导弹的行进和发射一体化多柔体动力学模型。根据行驶动力学仿真结果,确定了最恶劣发射时刻。结合分析结果完成了行进间发射动力学仿真,获得了导弹姿态参数。分析了路面和车速对防空导弹行进间发射精度的影响。研究结果表明,B级路面上3种车速均能安全发射,C级路面上车速受限于25 km/h.     

准平行机构实现机载导弹俯仰角的控制

提出一种准平行机构控制导弹离机俯仰角的新方法.建立了弹射装置的数学模型和仿真程序,求得弹射装置的动力学参数随时间的变化规律.最后分析了准平行机构杆长和导弹惯性负载对导弹离机俯仰角的影响.     

机载武器发射系统刚柔耦合动力学仿真

为了研究某空空导弹内埋弹射发射系统结构参数对其发射分离参数的影响,针对多刚体模型不能准确仿真发射过程中发射俯仰角速度存在强烈柔性波动效应的问题,基于刚柔耦合多体动力学理论,建立了某空空导弹发射系统刚柔耦合动力学仿真模型;采用该模型对发射系统的导弹发射分离参数进行仿真,详细讨论了导弹重心、弹射发射行程、结构刚度等设计参数对导弹发射分离角速度的影响;发现导弹重心位于垂直作动筒作用点后,4根同步杆和4个转动臂需保证较好的刚度,且发射行程不超过350 mm时,导弹弹射分离角速度不会产生抬头效应,发射安全性较好。     

弹射装置的数理建模和动力学分析

概述了弹射装置的组成、结构及其工作过程，将其物理模型进行简化，以气压传动动力学、机构动力学和流体力学为理论基础，建立了描述高压氮气驱动下弹射装置运动的数字仿真模型。求得了弹射装置的动特性参数随时间的变化规律，对导弹俯仰角，俯仰角速度的控制原理和方法进行了研究，并分析了氮气作动筒、弹射连杆机构、导弹的结构参数、气源压力对导弹分离参数和分离姿态的影响。     

战术导弹分离运动分析

根据两级战术导弹级间分离要求,结合具体分离方案,利用飞行动力学理论建立了分离过程各阶段主级导弹和固体助推器动力学模型.编写了级间分离过程仿真程序.计算结果表明分离参数满足要求.     

固体运载火箭多约束弹道优化

主动段弹道设计及优化对提高固体运载火箭运载能力具有重要的意义.提出两种有利于工程实现的主动段俯仰程序角设计方法,分别为末级一次开机方式和末级两次开机方式.基于遗传算法与序列二次规划法组成的复合优化算法,实现了两种程序角对应的弹道优化仿真计算,并进行对比分析.仿真结果表明采用末级两次开机的方式可有效提高火箭运载能力.     

某新型级间分离机构分析与动力学分离仿真

由飞行器级间分离性能分析的需要,文中针对所设计的新型级间分离机构分离过程做仿真分析。利用ANSYS分析了点火解锁的动力学细节,获得了准确的解锁时间;进而运用数值模拟对分离的全过程进行了仿真,获得了飞行器在分离前后的运动特性。通过将仿真结果与实验数据的对比验证了该分析方法的准确性和分离方案的可行性,为该分离机构的进一步应用与优化提供了可靠的参考依据。     

导弹水面热分离过程运载器内流分析

针对导弹与运载器水面动态热分离过程,导弹喷流在运载器内腔的流动特性与流场特点进行较详细的分析研究,并分析讨论了运载器电气控制系统组件在内腔的气动布局问题.有关研究结果在某导弹与运载器的水面分离性能设计与分离力学环境改善优化中得到应用.     

基于刚性导向接触模型的飞行器级间分离对比分析

刚性分离导向装置在飞行器分离过程中会与舱体上的导向孔发生持续或间断的碰撞与接触,产生的干扰会对分离安全产生影响。目前在进行刚性分离导向仿真时,大多采用施加摩擦力常值的方法进行简化,这种方式忽略了导向装置与导向孔之间的碰撞对分离过程带来的影响。通过建立刚性导向装置接触模型,考虑碰撞与接触因素并应用于飞行器级间分离过程中,得到分离仿真结果。与施加摩擦力常值方式的仿真计算结果对比显示,分离结束时上面级角速度偏差可达15%,使用刚性导向接触模型进行分离过程仿真更为合理。     

空空导弹发射在轨段分离安全性研究

对于载机机动环境中顺序离轨分离的空空导弹,导弹发射中在轨段弹架分离涉及导弹发动机和载机安全,其分离安全分析是导弹结构强度设计中必须解决的关键技术问题。本文采用MSC．Dytran软件,对导弹的轨上运动过程以及导弹结构动力强度进行了系统建模和仿真分析,为导弹发射中在轨段分离安全提供了一种有效的解决途径。     

多级助推导弹攻击过程可视化

从视景仿真角度出发,通过分析导弹的构造及运行过程,设计了树形层次化模型组织结构,在此结构上对模型进行优化;依据模型结构和仿真过程,利用面向对象思想设计出导弹类对象,使用信号量灵活控制攻击过程。实验验证,该多级助推导弹攻击过程可视化展现效果逼真,易于和仿真集成,作为子系统已成功应用于某实际分布式仿真系统中。     

多导弹协同作战制导律研究

为了增强多枚反舰导弹协同作战时的突防和打击能力,提出了一种由弹目距离协同制导律和视线角速度收敛制导律两部分组成的多导弹协同制导律。综合多枚导弹的弹目距离信息,设计了期望弹目距离。基于比例导引律建立了导弹目标相对运动非线性模型,采用时标分离原理将其分为快变子系统和慢变子系统,然后采用动态逆系统理论将2个子系统反馈线性化,基于线性系统理论设计了能够实现多弹弹目距离趋于期望弹目距离的制导律。为了保证各导弹顺利地协同攻击目标,在飞行末段,采用有限时间控制理论设计了在弹目距离逐渐缩小的过程中视线角速度在有限时间内快速收敛到零的制导律。仿真结果表明:采用该协同制导律能够使多枚导弹以期望的弹目距离同步接近目标,最后几乎同时命中目标,有效地实现了弹目距离和攻击时间的协同。     

基于遗传算法的侵彻子母弹最佳抛撒高度求解

侵彻子母弹的抛撒高度直接影响着导弹对目标的打击效果.通过分析母弹的抛撒高度与子弹着地参数的定量关系,推导得到了使各子弹整体侵彻效果达到最佳的目标函数;在此基础上,建立了基于遗传算法的侵彻子母弹最佳抛撒高度求解模型,并进行了数学仿真.仿真结果表明,相比传统的步长搜索法,遗传算法收敛速度更快,计算效率更高.     

Robust Graded Sliding Mode Tracking Control for Low Speed Spinning Ballistic Missiles

The nonlinear dynamic model of spinning ballistic missiles is established during the first boosting phase of the missile. Based on the conventional backstepping sliding mode control and the assumption of a two time-scale separation of missile dynamics, a graded sliding mode controller is designed with two sub-sliding surfaces which have invariability to external disturbances and parameter perturbations, and a matrix which comprises three first order low pass filters is introduced to prevent ＂explosion of terms＂. Owing to the upper bounds of the uncertainties are difficult to obtain in advance, adaptive laws are introduced to estimate the values of the uncertainties in real-time. Eventually, the numerical simulation results given to show the proposed controller can ensure the steady flight of missiles.     

空空导弹鲁棒动态逆非线性驾驶仪设计

针对具有反作用射流和推力矢量导弹的非线性和参数不确定性严重的特点。提出一种鲁棒变结构动态逆控制方法。首先应用动态逆控制对被控对象近似线性化，再通过变结构原理分析模型不确定和外部干扰情况下系统的鲁棒性，在考虑导弹各个环节非理想因素的情况下，针对某型导弹进行了全耦合状态下三通道联合仿真，证明了方法的有效性。     

集束定向EFP成型与侵彻性能研究

针对高速、厚壁巡航导弹及反舰导弹无法通过传统的破片及MEFP战斗部有效击穿/击爆的工程难题,文中提出一种新型集束定向EFP战斗部结构,选用侵彻能力较强的钽-2.5钨合金药型罩,通过点起爆方式在一定空间内形成飞散的集束EFP,采用非线性动力学软件AUTODYN-3D进行数值模拟,得到不同位置药型罩所形成EFP毁伤元的形状、速度以及飞散规律,并通过试验进行验证.试验中集束定向EFP飞散角与数值模拟结果基本吻合,验证了该战斗部设计的可行性,集束定向EFP战斗部具有良好的应用前景,可为我国防空反导弹药和反轻型装甲弹药高效毁伤战斗部提供指导.     

一种地地导弹变射面飞行程序设计方法

传统地地弹道导弹一般只进行俯仰飞行程序设计,所采用的设计模型与方法不能适应变射面飞行程序的设计。针对此问题,在射面转移变换规划的基础上,提出了一种地地导弹变射面飞行程序设计方法,在假设地球为圆球的情况下,建立射面变换飞行程序优化模型,采用hp-RPM伪谱法进行优化设计; 对优化出的离散俯仰/偏航飞行程序数据进行多项式拟合平滑,并建立地球扁率影响修正模型进行修正,最终确定了射面变换俯仰/偏航飞行程序。仿真计算结果表明,优化出的变射面飞行程序有效、可行,证明了设计方法的正确性。     

基于DSP/BIOS的空空导弹飞控软件仿真

飞控软件已成为先进数字化空空导弹研制的关键,如何对嵌入式飞控软件进行验证是空空导弹研制的焦点。DSP实时操作系统BIOS及其实时数据交换(RTDX)技术的发展,为空空导弹飞行控制系统软件的动态仿真提供平台支持。本文结合基于DSP/BIOS的空空导弹飞控软件仿真系统的开发,论述其关键技术及其应用,进行飞控软件动态仿真,给出仿真结果。实践表明,该系统的应用可以缩短设计周期,保证飞控软件设计的质量与可靠性。     

反舰导弹突防舰艇编队结构模型研究

根据舰艇编队的编成、防御特点及抗击方式,结合反舰导弹的突防过程,建立了反舰导弹突防舰艇编队结构模型。根据结构模型中各元素之间的关系,建立了突防过程中的第二层和第四层结构模型,并指出了突防仿真中需重点研究的对象。通过对重点对象的仿真,验证了模型的有效性。该结构模型的建立为反舰导弹突防能力评估数学模型和仿真模型的构建奠定了理论基础。