滑翔增程弹弹道特性分析

滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过 程,按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段,并分别建立了各段的弹道模型;研究了整个飞行弹道 的特性,得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的,在降弧段上则出现了较大的差別;在滚控 段采用“小步走”的控制策略,在滑控段采用开环控制。仿真计算表明：控制方法可行,计算结果与 设计思想一致,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过 程,按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段,并分别建立了各段的弹道模型;研究了整个飞行弹道 的特性,得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的,在降弧段上则出现了较大的差別;在滚控 段采用“小步走”的控制策略,在滑控段采用开环控制。仿真计算表明：控制方法可行,计算结果与 设计思想一致,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。     

滑翔增程弹方案弹道特性的研究

阐述了滑翔增程弹的飞行原理，建立了滑翔增程弹的方案弹道模型，通过数值计算得到了滑翔增程弹方案弹道的形状特征、弹丸飞行速度沿全弹道的变化规律和最大射程角的特点，对今后进行滑翔增程弹的设计有重要促进作用。     

带鸭舵滑翔增程炮弹飞行弹道研究

文中针对鸭式布局的滑翔增程炮弹的飞行弹道特性,通过动力学分析,建立了滑翔增程炮弹的各飞行弹道段的弹道模型和控制模型,数值分析给出了滑翔增程弹飞行速度变化规律、最大射程角以及滑翔增程炮弹的滚转控制段与滑翔控制段的弹道特性,研究结果为鸭式布局滑翔增程炮弹的弹道设计提供了理论基础。     

滑翔增程弹箭滑控段弹体运动模式对增程效率的影响

增程技术是弹箭技术重点发展方向之一,而滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹箭的飞行过程,建立了滑翔增程弹箭的滑翔段弾道模型,在滑翔控制段弹体分别采用俯仰滑翔飞行和旋转滑翔飞行,分析了在滑'翔控制段弹体的两种运动模式对弹箭增程效率的影响。仿真结果表明：在滑翔控制段弹体釆用俯仰滑翔飞行,增程效率高,但在滚转控制过程中控制系统复杂,对舵机的要求高;在滑翔控制段弹体采用旋转滑翔飞行,增程效率较低,但整个控制过程中控制系统简单,对舵机的要求低。     

滑翔增程弹鸭式舵的气动设计与分析

为了保证滑翔增程弹箭在滑翔飞行过程中有效地增程,必须对滑翔弹箭的舵面进行气动设计与分析.阐述了制导炮弹舵面参数确定的原则,研究了滑翔增程弹舵面几何参数的选择、舵面尺寸确定的方法.仿真结果表明,采用该方法确定的舵面气动性能能够保证滑翔增程弹在滑控段飞行过程中稳定性适当,静稳定性储备量约在4%左右;操纵性较好,舵面偏转10°,能够产生约6°的平衡攻角;稳定性与操纵性、舵偏角和平衡攻角匹配较好,为滑翔增程弹舵面的气动设计提供了参考.     

滑翔增程弹弹道优化设计研究

研究了炮弹的增程优化设计,建立了滑翔增程弹的运动模型,为了简化问题及获得良好的弹道,提出分段优化全程弹道的方法;全程弹道分为弹道段、滑翔段,采用不同方法对各段进行优化,包括最佳射角设计、能量损失最小弹道设计、最优滑翔设计等,从而使得整个弹道达到最优;通过对某型炮弹为对象的数字仿真,所设计的弹道能够实现最大增程效果;研究结论对滑翔增程炮弹弹道优化设计具有一定的参考意义。     

亚音速飞行器往复式滑翔增程弹道设计

为增加亚音速巡航导弹的有效航程,提出一种往复式滑翔增程弹道方案。基于已有的气动参数建立水平直飞巡航弹道与往复式滑翔巡航弹道模型,对比分析2种弹道方案的有效航程及其特性,从能量守恒角度出发研究往复式滑翔的增程原理。进一步研究初始飞行马赫数、初始弹道倾角以及初始飞行高度对往复式滑翔弹道增程特性的影响。研究结果表明:往复式滑翔弹道能够有效增加导弹航程,相比于常规水平直飞弹道的最大飞行距离,往复式滑翔弹道的增程效率达到100.42%; 在往复式滑翔弹道能够成功的前提下,初始飞行马赫数越大,初始弹道倾角越小,初始飞行高度越低,往复式滑翔弹道的增程效率越明显。     

求解滑翔增程弹较优舵偏角方法

文中阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹在纵向平面内的弹道模型,分别采用序列二次规划法和最大升阻比法,对俯仰舵面的较佳控制过程进行了分析,仿真计算表明,序列二次规划法优化得到的俯仰舵偏角规律较优,适用于滑翔增程弹求解俯仰舵偏角的后期优化工作;最大升阻比法所求得的俯仰舵偏角规律较差,但其方法及求解过程简单,适用于滑翔增程弹前期的论证工作.     

火箭弹滑翔增程技术研究

描述了滑翔增程弹的基本原理和弹道特点，建立了滑翔增程弹的刚体外弹道数学模型，用编制的外弹道程序进行仿真计算，分析结果表明用滑翔的方法实现火箭弹增程目的是可行的；不同的起控时间影响增程率的大小，且存在最优点；增程效果显著，对于某原型弹，增程率可达43％。     

超远程制导炮弹滑翔增程弹道仿真研究

本文对滑翔增程的原理及弹道特性进行了分析,建立了超远程制导炮弹滑翔增程外弹道的数学模型,对最大升阻比弹道进行了仿真,从而得出理想方案弹道及实际方案弹道。对仿真结果进行了分析,并对控制环节及鸭舵外形提出了改进措施,有效解决了飞行过程中姿态角及攻角震荡的问题,保证超远程制导炮弹能够进行稳定而有效的滑翔飞行。     

鸭式布局防空炮弹的鸭舵设计优化

为提高防空有控炮弹的弹道性能,以一对鸭舵控制的防空弹道修正弹为对象,阐述了系统工作原理与鸭舵控制方式,在全指令控制信号及弹体稳态飞行条件下,研究了由鸭舵偏转产生的弹道法向修正速度,给出了精度较好的估算公式。由此提出一个以鸭舵气动外形参数为设计变量的弹道修正能力综合优化设计模型,并进行了数值仿真。仿真结果表明,采用该模型对鸭舵气动外形参数进行综合优化设计,能够有效提高鸭式布局防空炮弹的弹道控制能力,为该类有控炮弹的鸭舵气动外形参数设计提供了参考。     

基于弹道精确测量的射表编拟方法研究

射表试验弹药消耗大、试验周期长是长期存在的问题。针对此问题,根据刚体弹道理论,建立了弹箭六自由度弹道微分方程。开展了飞行诸元关于各气动参数的灵敏度分析,通过仿真计算,对弹箭气动参数准确辨识方法和全弹道符合计算方法进行了研究,初步形成了基于弹道精确测量的射表编拟新方法。仿真结果表明,新方法能够较准确辨识出弹箭气动参数,计算弹道与实际弹道一致性更好,更能反映弹箭的真实飞行状态。研究成果为改变射表试验消耗大、周期长的问题,进一步提高射表精度和射表编拟技术奠定了理论基础。     

一种一维弹道修正弹自适应落点控制算法

针对在发射前预先装定弹道信息的传统弹道修正弹控制方法存在易受外界因素扰动的问题,提出了一种一维弹道修正弹自适应落点控制算法;通过建立弹道滤波模型外推弹道,利用自适应落点控制算法,得到阻尼器修正参数修正弹道,并根据弹丸飞行参数每隔特定时间循环上述过程实现自适应修正,直到引信引爆;仿真结果表明:滤波外推后的弹道更接近于实际弹道,经过多次弹道修正可以有效减小落点弹目偏差,与传统弹道修正方法相比较,改进弹道修正方法可较大幅度提高对静态目标的打击精度.     

基于卡尔曼滤波的弹箭飞行状态估计方法

为了快速、准确地获取弹箭飞行状态参数,讨论了采用不同卡尔曼滤波的弹道估计过程.采用质点弹道模型,考虑了动力平衡角的影响,以随机横风为过程噪声,建立了弹箭飞行状态方程;基于实测的弹箭位置、速度参数,建立了量测方程;分别采用扩展卡尔曼滤波(EKF)和线性化卡尔曼滤波(LKF)对测量数据进行最优估计,提出一个弹道滤波混杂算法.以某低旋尾冀弹为例,在坐标雷达探测体制下进行了仿真计算.结果表明,混杂算法减少了系统的在线计算量,提高了弹箭飞行状态的估计精度.     

两种卡尔曼滤波模型在修正弹弹道数据处理中的应用比较

为了准确实时估算修正弹的无控弹道,实现简易弹道修正,进一步提高弹箭的密集度,分别应用"当前"动态运动线性模型卡尔曼滤波和非线性质点弹道模型的扩展卡尔曼滤波,对GPS测量的修正弹飞行弹道空间位置参数进行滤波算法的实现与比较.算例仿真结果表明,采用质点弹道模型的滤波估计精度和收敛速度优于"当前"动态运动模型,但对系统模型参数的精度要求较高,对模型参数和过程参数变化的适应性不如"当前"动态运动模型.     

基于计算流体力学与刚体动力学耦合的高速旋转弹丸弹道计算方法

为了模拟高速旋转弹丸真实飞行弹道,基于弹轴运动附加于控制体表面、自转运动附加于壁面边界的思想,采用三维有限体积法,改进型简单低耗散迎风矢通量分裂格式、双时间步和Spalart-Allmaras湍流模型等计算流体力学（CFD）方法,建立具有任意拉格朗日-欧拉形式的流动模型。结合高速旋转弹丸刚体运力学（RBD）弹道方程组,推导出弹丸运动和控制体表面运动耦合的数学模型,提出一种CFD与RBD弹道耦合计算方法,实现了4阶龙格-库塔法中流动方程和弹道方程联立计算。研究结果表明：气动耦合方法和时间步长对弹道耦合计算结果影响较大;所提紧耦合方法在时间步长0.5 ms下M549旋成体弹丸仿真弹道结果与采用气动模型法计算结果基本吻合;旋转稳定二维弹道修正弹仿真弹道具有抬头力矩使弹丸低头的特性,该特性与文献［29］的研究结果一致。     

火炮子母弹抛撒段子弹运动规律初探

基于火炮子母弹抛撒过程的特点，提出了抛撒段的概念，建立了母弹中各层串子弹的坐标变换关系，进行了受力分析，推导了抛撒段子弹运动微分方程，求解了子弹自由飞行的起始条件，为子弹刚体外弹道的分析计算和子弹引信受力环境的识别利用奠定了基础。     

旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的角运动特性研究

为研究旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的攻角及速度运动特性,建立了复数形式的角运动方程。推导了固定舵匀速转动时攻角的强迫运动解及固定舵产生阶跃激励时攻角的瞬态、稳态响应解析解;推导了有控时平均速度偏角的解析解,导出了平均偏角的幅值和相位角与固定舵参数的关系;提出了旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的飞行稳定性条件。结果表明：二维弹道修正弹无控时应避免共振,有控时应限制攻角最大增量及平衡攻角幅值;有控时平均偏角的相位角较固定舵滚转角提前一个前置角。研究结果对旋转稳定二维弹道修正弹的飞行稳定性设计及制导方法研究提供了参考。     

旋转稳定弹扰流片气动外形多目标优化设计

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明：采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。