潜射导弹运载器空中热分离建模与仿真

针对潜射导弹垂直发射运载器空中热分离问题,建立了轴向弹射分离模型和弹器联合体空中运动数学模型,以内弹道计算为切入点,对内外弹道进行耦合求解。基于燃气节流孔直径不同的3种分离方案,仿真研究了弹器空中分离运动特性,确定了导弹最终运动状态和最佳分离方案。该仿真结果可作为导弹进入气动飞行控制模式初始条件,为潜射导弹全弹道规划提供重要依据。     

潜射导弹空中分离运动建模与仿真

针对运载器热分离方案要求,建立了轴向弹射分离模型和弹器联合体空中运动数学模型,以内弹道计算为切入点,对内外弹道进行耦合求解;基于燃气节流孔直径不同的3种分离方案,仿真研究了弹器空中分离的运动特性.仿真结果表明,在导弹允许最大过载的限制下,燃气节流孔直径为0.1 m的分离方案是最佳安全分离方案;弹器分离后,导弹空中运动状...     

直升机载空空导弹机弹相容性仿真研究

直升机载空空导弹是武装直升机空战、夺取超低空制空权的主要武器装备,其与载机平台的相容性问题必须进行重点研究;通过建立导弹6自由度数学模型及导弹尾流场模型等,对空空导弹在直升机上发射离轨过程、初始弹道、发动机尾流场以及喷出物等全过程进行了仿真和分析,并给出了研究结论;同时为避免初始弹道的下沉带来的消极影响,对导弹初始弹道控制给出了建议。     

考虑气动干扰的导弹内埋式发射弹道研究

针对导弹从内埋武器舱发射后受到复杂气动干扰对初始弹道和自控终点散布产生影响的问题,研究了计算流体力学(CFD)与六自由度方程联合数值仿真方法,建立了载机和导弹的计算模型,编写了弹道程序,基于动网格技术,准确模拟了导弹的运动过程,获得了在发射初始无控段导弹的受力、位移和姿态角等参数,并为有控弹道自控终点散布仿真提供初始条件。仿真结果表明,气动干扰对内埋导弹发射后初始弹道和自控终点纵向、侧向散布影响明显。该研究可解决导弹气动与运动紧密耦合的问题。     

导弹弹射发射分离轨迹的数值研究

采用弹射方式发射空空导弹会提高对导弹姿态控制的要求。将基于N-S方程求解的流动数值模拟与控制律和求解导弹运动方程相结合,进行机载导弹弹射发射分离轨迹的计算研究。结果表明无控条件下静不稳定导弹在载机干扰流场中姿态发散较快,不利于导弹与载机的安全分离,引入姿态控制后导弹离开载机过程中的姿态变化得到有效控制,提高了导弹弹射发射安全性。     

含适配器的潜射导弹运载器跨介质发射分离建模与仿真

以含弹性适配器导弹运载器的跨介质弹射分离问题为对象,基于分数容积障碍法,采用流体体积多相流理论和RNG k-ε湍流模式建立导弹运载器水面分离多物理场耦合模型。以圆柱体入水为仿真算例进行数值模拟,计算值与实验结果吻合良好,验证了数值模型的精度和有效性。分别对导弹在波谷、波峰环境下的弹射出水,以及在不同初始俯仰角和出水初速度下的弹射分离过程进行数值模拟,得出初始俯仰角、出水速度、出水位置对运载器式导弹水面分离的影响。综合考虑波峰、波谷位置出水筒-弹分离时刻导弹的俯仰角并以波谷位置出水筒-弹分离时刻导弹俯仰角达到0°为准则,得到最佳初始俯仰角为3.24°。仿真方法和结果对工程应用具有重要参考价值。     

无人机机载导弹分离轨迹的数值仿真

载机发射导弹时,对导弹流场有复杂干扰,进而影响导弹在发射初始阶段的姿态和运动轨迹.为模拟导弹从载机分离后的气动特性和相对运动,文中应用CFD商用软件CFD-FASTRAN,采用动态嵌套网格技术,基于Euler方程并耦合该软件的刚体六自由度(6-DOF)运动模块求解导弹发射时的非定常流场及运动轨迹.分析挂架弹射力和载机迎角变化对分离过程运动参数的影响,发现挂架弹射力仅是加快了导弹的运动,而迎角的变化对导弹运动参数有较大影响,研究结果对飞机上如何布置外挂导弹具有参考价值.     

基于MATLAB的底排弹六自由度弹道仿真

利用MATLAB开发了底排弹六自由度弹道仿真软件,对飞行过程进行模拟仿真.建立底排弹六自由度弹道仿真模型和底排装置内弹道模型,蒙特卡洛扰动模型,MATLAB仿真实现;按照建立仿真模型的过程,详述了MATLAB相应模块的使用和对底排弹六自由度弹道的仿真.     

基于非旋弹体坐标系的面对称旋转导弹六自由度弹道模型

为了计算一定风洞试验方法下的面对称旋转导弹六自由度弹道,建立了相应的六自由度弹道模型,定义了模型中的坐标系并给出各个坐标系之间的转换关系,在此基础上得出了角度的计算公式,分析了风对旋转导弹运动的影响,在全攻角非旋弹体坐标系中计算了气动力和气动力矩,在非旋弹体坐标系下建立了质心运动的动力学方程和绕质心转动的动力学方程,给出了质心运动和绕质心转动的运动学方程,解决了面对称旋转导弹六自由度弹道计算问题.     

基于MATLAB/SIMULINK的空空导弹全弹道六自由度数学仿真建模

在MATLAB/SIMULINK环境下建立了空空导弹六自由度(6DOF)全弹道数学仿真模型.六自由度(6DOF)全弹道数学仿真模型包括:目标运动学模型、相对运动学模型、导引规律模型、弹体运动学模型和三通道控制器模型,将这几个子系统模型结合就形成完整的制导系统数学仿真模型.最后,某型空空导弹六自由度数学仿真结果验证了建模的正确性.     

中距空空导弹不可逃逸区工程应用解算方法

针对传统空空导弹弹道模型精度不高、在工程中可用性不强的问题,提出了一种实用的解算方法。首先针对空空导弹的运动学与动力学特性,分别在水平面和铅垂面内建立了导弹运动方程,并依据比例导引法设计了导引律。其次,针对导弹攻击区问题,运用黄金分割法进行搜索,给出攻击区解算流程图;针对迎头、尾追态势,将弹目位置关系分为四类进行讨论分析,建立不可逃逸区计算模型,实现导弹发射后位置的实时解算,进而得到导弹的不可逃逸区。最后,通过仿真计算,并与传统方法进行对比,验证了该方法的有效性和实用性。     

空空导弹擦肩发射全向三维可攻击区计算

采用推力矢量控制的程序转弯(最小半径)和三维空间比例导引的复合制导方法,实现了空空导弹的擦肩发射时攻击后半球目标,完成全向攻击的能力.基于空空导弹的动力学方程与制导律的数学模型,通过大规模系统的6自由度飞行轨迹仿真计算迭代出了空空导弹的3维可攻击区,分析了影响可攻击区形状与大小的主要因素.数值仿真结果表明,此全向攻击复合制导方法可以实现导弹擦肩发射,并能全向攻击在不同空域作各种不同速度机动飞行的目标.     

基于气动耦合的导弹适配器初始分离弹道数值分析

为了准确预测与导弹分离后导弹适配器的初始分离弹道,使用基于局部重构方法的动网格技术,将适配器的运动与流场的变化耦合。通过CFD方法实时求解适配器飞行过程中的气动载荷,并对适配器的六自由度运动微分方程进行求解。使用基于尺寸函数的局部重构方法对适配器周围网格进行更新。通过数值计算得到了适配器在初始分离弹道阶段的气动载荷系数曲线,以及适配器的分离速度、角速度曲线和分离飞行轨迹,并与试验结果进行了对比,两者高度一致。结果表明,在分离初速的作用下,适配器与导弹的距离逐渐增大,在气动力作用下适配器发生偏转,直到初始分离弹道结束适配器未与导弹发生碰撞。     

某弹箭转速-攻角闭锁数值仿真及分析

为了研究转速-攻角闭锁现象的机理和规律,利用滚转角诱导侧向力矩可引起转速-攻角闭锁这一条件,建立了可描述旋转对称弹箭转速-攻角闭锁的动力学模型,并以某弹箭为例进行了数值仿真。研究了初始转速、初始总攻角、初始总攻角方向角以及其他不同参数对转速-攻角闭锁稳态值的影响。仿真结果表明,在相同参数条件下,转速-攻角闭锁状态的稳态值由初始条件决定; 当在某参数条件下存在大小相等方向相反的2个稳态转速时,稳态转速会因初始条件的差异而稳定到不同方向,但稳态转速和初始转速方向相同的几率远大于两者相反的几率; 在各种参数的共同作用下,为使弹箭运动收敛到稳定的闭锁状态,必须对弹箭气动参数进行合理设计。     

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.     

带末端角度约束的多导弹协同制导律设计

为了实现饱和攻击与饱和防御,提出了一种针对机动目标的多导弹协同制导律。建立了视线坐标系下的弹目相对运动数学模型,设计了三阶扩张状态观测器,对目标机动加速度项和运动方程中的耦合项进行观测与跟踪。在导弹飞行前段,基于滑模变结构理论设计了攻击时间可控的多导弹时间协同制导律; 在导弹攻击末段,基于有限时间控制理论设计了满足终端角度约束的制导律,给出了导引律切换条件。仿真结果表明:该复合导引律能够使多枚导弹在满足攻击末端角度约束的条件下实现攻击时间协同; 该制导律采用完备的空空导弹轨迹控制系统进行仿真,能够满足实际工程应用的要求。     

反坦克导弹近距离顶攻弹道设计

针对反坦克导弹近距离顶攻存在的弹道落角不足问题,分析了在弹道初始段加入推力矢量控制对飞行弹道的影响,并对气动力/推力矢量控制的近距离顶攻飞行弹道进行分析,设计了一种基于弹目视线角速度和弹目视线角的制导律,保证在全射程内的落角要求.仿真结果表明,所提出的制导律充分利用了推力矢量特性,提高了导弹的机动性能,在导弹的全射程内都能保证较大的落角,是一种可行的方案.     

反空空导弹弹道及拦截区解算研究

发射反空空导弹拦截来袭导弹是未来空战时作战飞机的一种重要自卫手段。为研究反空空导弹的拦截性能和计算其有效拦截区,推导了敌方飞机、来袭导弹、自卫飞机和反空空导弹的数学模型,建立了来袭导弹攻击自卫飞机和反空空导弹拦截来袭导弹的空战仿真平台,解算了反空空导弹的拦截区。仿真结果表明,典型空战条件下,反空空导弹对来袭的中远程空空导弹存在有效的拦截区,反空空导弹拦截区的大小与反空空导弹性能、发射前置角、自卫飞机的规避机动、来袭导弹发射距离等因素密切相关,在拦截区内发射反空空导弹,能够极大地提高自卫飞机的战场生存能力。     

THAAD拦截弹螺旋弹道仿真分析

针对美国THAAD拦截弹发射初期所进行的螺旋轨道飞行,对能量管理技术的原理和不同攻角下的螺旋飞行能量变化数据进行了分析; 计算了不同螺旋弹道下的最大法向过载,结合法向过载变化曲线分析其对弹体设计等方面的影响; 通过六自由度仿真进行验证,得出了能量管理的前提条件是导弹飞行须具备大攻角。仿真结果表明,大攻角飞行的能量耗散作用明显大于大机动飞行,同时法向过载的变化规律为弹道的设计提供了参考。