基于组合策略的装备物资定点精确投放的研究

为解决装备物资空投中精度差、设备易损坏、搜集困难的问题,对投放组合策略下的投放轨迹自主优化 进行研究。根据最优控制理论,对装备物资空投过程建立具有终端约束的控制模型,通过定性与定量分析相结合的 方法,对投放误差下不同组合策略的精确投放、误差传递及自主轨迹修正进行分析,采用Matlab 软件对控制模型进 行仿真,确定了不同空投高度下的投放组合策略。仿真结果表明：该模型方程简洁、易于仿真,同时通过控制器自 主轨迹修正能够实现装备物资的精确空投,且具有较高稳定性。     

复杂条件下军用装备定点投放的建模与仿真

为了对军用装备的投放操作进行指导,以牛顿第二定律为基础,根据降落伞和装备组成的伞物系统在空气中的受力情况以及空气密度与温度、气压等因素的关系,建立了复杂条件下装备定点投放的微分方程模型。分析了在降落过程中的速度、迎角、降落时间、落地位置与飞机飞行高度、速度以及降落伞的关系,并借助MATLAB软件对微分方程模型进行离散化求解与仿真,最后运用蒙特卡罗法加入随机因素对落地点进行预测。该研究对实际训练和作战具有很好的参考价值。     

逆向递推估计全程弹道参数

针对试验中出现的初始段跟踪数据缺失情形,研究利用修正制导工具误差后的遥测数据转至发射系下弥补外测跟踪数据的逆向递推方法,给出了实际实现方案.从微分方程理论出发,推导了初始跟踪数据误差影响积分终值误差的结论.仿真计算给出了符合工程实际的全程弹道,并验证了误差理论分析的正确性,位置误差基本为初始位置偏差加上初始速度偏差的积分,速度误差为初始速度偏差加上一个小量.     

惯导测量发射位置和速度误差的迭代计算方法

为了辨识惯性导航测量的发射原点位置和初始速度的误差,利用外弹道起始时刻数据和遥测视加速度,建立前推的非线性微分方程计算发射原点和初始速度。利用迭代计算降低模型误差源对辨识精度的影响,建立了仿真数据; 利用仿真数据给出模型的逼近精度,利用蒙特卡洛方法给出模型辨识精度。实验发现,微分方程的起始点应该选择在时间靠前且加速度变化平稳的位置; 待辨识原点误差对辨识精度没有影响,辨识精度只与外测起始点误差和遥测视加速度误差相关; 如果在遥测上面添加系统性偏差,那么初始点选择越靠前越好; 发射方位角偏差不大于0.001 rad对原点误差辨识的影响可以忽略。     

SolidWorks 二次开发技术在风洞试验中的应用

针对风洞捕获轨迹试验中外挂物的位置和姿态角难以被直观观察的问题,建立一套基于SolidWorks技术的三维可视化系统。通过介绍开发环境和轨迹显示系统的总体结构,利用描述软件根据位姿信息对外挂物模型进行位姿变换,并在运功分析的同时进行了动态模拟外挂物的运动,实现了运动分析的可视化仿真。仿真结果表明：该系统可实现外挂物分离过程的实时显示,便于直观了解外挂物在投放过程中的位姿状态,对提高分析人员的决策速度和工作效率具有重要意义。     

重复使用运载器末端区域能量管理段三维制导轨迹在线推演研究

研究了重复使用运载器(RLV)末端区域能量管理段(TAEM)三维制导轨迹在线推演算法。根据RLV当前动压、位置和航向,规划动压参考剖面和横侧向参考轨迹,采用基于高度的质点动力学方程在线推演出满足过载、动压约束以及终点动压、位置和航向要求的三维轨迹。横侧向参考轨迹规划分为2个阶段,即消除横向位置误差兼顾减小纵向位置误差阶段和消除纵向位置误差阶段,提出了组合使用3种模态消除纵向位置误差的新方法。对于三维轨迹推演,提出了采用航迹倾斜角补偿法二次推演三维轨迹的新算法,修正终点位置误差超过自动着陆(ALI)容许范围的三维制导轨迹,使误差进入容许范围。仿真计算结果显示,该三维轨迹在线推演算法具有快速、准确、对初始点位置和航向分布鲁棒性强的特点。     

船载雷达测速数据的船速修正新方法

传统测量船船载雷达测速数据修正方法,忽略了船体摇摆、升沉、侧向移动等因素对天线速度造成的影响,仅使用航向数据和计程仪测速数据计算天线相对大地的速度。对传统修正方法的推导过程进行分析,发现了该修正方法回避了一些误差项,并在其简化公式中找出了忽略的误差部分。针对该方法所忽略的误差,建立了一种更加完善的多普勒测速修正方法。新方法包含了两个子模型：基于全球定位系统测速的惯性导航平台速度模型和目标速度修正模型。为了验证其精度,在精度校飞任务、近地轨道任务和远地轨道任务中分别对数据本身精度和定轨情况进行了检验。结果表明,新方法较传统方法在消除随机误差方面有很大的改善。     

再入飞行器多约束预测-修正末导引律研究

为了保证再入飞行器以期望倾角和速度准确投放载荷,利用终端倾角约束下的滑模变结构控制进行实时弹道预测,通过速度修正指令实现飞行器的机动减速,以达到期望的投弹倾角和速度。分别计算了目标点位于13km和3km高度时的飞行轨迹及飞行参数。对仿真结果的对比分析表明:采用倾角约束导引律时,飞行器终端倾角满足期望的-30°,但是其终端速度分别为1 550m/s和1 450m/s,远高于期望的1 200m/s;采用倾角-速度多约束导引律时,终端倾角和速度均达到了期望水平,而且攻角、倾斜角以及各向过载均满足限制条件;多约束预测-修正导引律更有利于再入飞行器准确投放载荷。     

一种基于风洞试验环境的轨迹捕获系统设计

为了对投放物（以下称外挂物）相对飞机的分离特性进行考察,设计了一种用于跨声速风洞试验的轨迹捕获系统,来模拟外挂物从飞机上释放时的运动轨迹。针对外挂物轨迹的捕获问题,设计出一种6自由度串联机械臂,并通过有限元方法分析其受气动载荷时的位置精度;对机械臂进行运动学分析,根据外挂物动力学方程设计出机械臂捕获外挂物轨迹的控制器,并对机械臂运动空间进行了仿真分析;对某外挂物运动轨迹和机械臂对该投放物的捕获轨迹进行了仿真模拟。结果表明：该试验系统的允许试验时间大于0.8 s,机械臂对外挂物各方向上运动轨迹的捕获误差不超过1 mm,满足试验精度要求,从理论上验证了所设计的风洞试验轨迹捕获系统对外挂物轨迹模拟的真实性。     

风洞CTS试验并联装置的速度控制方法

为提高风洞捕获轨迹(captive trajectory simulation,CTS)试验中并联装置速度控制的精准度和实时性,针对CTS试验中并联装置的非线性和耦合性特点,提出一种基于并联装置运动学模型的速度控制方法.该方法以该并联装置的位置、速度量化关系为基础,通过在速度控制闭环中引入补偿量,用于并联装置运动速度的解耦和消除位置累积误差.仿真与风洞试验结果表明:该速度控制方法能够达到CTS试验使用要求;在准确、高效地实现并联装置速度控制的同时,还消除了位置累积误差,原理简单,易于实现.     

基于线性弹道模型的末段修正弹落点预测

针对末段修正弹在弹道末段快速预测落点的问题,提出一种将六自由度刚体外弹道模型线性化的方法,得到线性弹道方程组并求其解析解,结合剩余飞行弧长估算公式,推导出弹道落点快速预测解析公式。以六自由度弹道为基准,通过仿真分析了不同射角不同预测点下线性弹道模型预测法的预测精度和解算时间,结果表明该方法对偏流方向的落点预测误差小于8 m,解算速度相比三自由度数值积分落点预测法提高了一个数量级。该方法为弹载计算机进行实时快速弹道解算提供理论依据,对末段修正弹的工程应用具有参考价值。     

基于GPS测量的弹道落点快速算法

将GPS接收机应用于弹道修正引信的关键技术之一是根据GPS测量的一部分弹道数据预测弹道的落点.文中采用正交多项式拟合弹道和误差补偿的方法预报弹道的落点,大大降低了预报落点的偏差,对GPS应用于弹道修正引信弹道的解算具有重要意义.     

某种飞行器运动学轨迹建模与仿真

针对大型联合作战仿真系统需求,建立某种飞行器运动学仿真轨迹模型。讨论了射击诸元(射击方位角、俯仰程序角、初始装订参数等)的确定方法,建立了在射击平面上的飞行器主动段运动学方程组和末速修正飞行段的关机方程,推导出由平台误差分离系数到飞行器飞行主动段终点偏差的误差传递关系,然后利用椭圆轨迹理论将主动段终点偏差折算为落点偏差,并完成了轨迹数据由发射坐标系向地心大地直角坐标系的转换关系模型。仿真计算结果与飞行试验数据比对一致性好,证实了该方法的可行性。     

基于Matlab和iSIGHT的弹道曲线拟合方法

借助Matlab和iSIGHT软件平台强大的功能，优化不同时间点上阻力系数的修正系数，从而实现多管火箭弹系统（MLRS）速度曲线和弹道曲线的最优拟合．根据飞行力学方程，采用Matlab软件建立远程火箭弹的六自由度弹道仿真模型，解算理论弹道，得出实测弹道和理论弹道的偏差信息．采用在不同时间点增加阻力系数修正系数的方法拟台速度-时间曲线和位置-时间曲线．借助iSIGHT的优化设计功能，得到允许误差下的最优拟合结果．     

复合制导再入机动弹头再入误差分析

根据融合了干扰因素的再入机动弹头再入段六自由度弹道方程,研究了一种基于变化的再入干扰量偏导数矩阵和弹道参数偏差的参数估计方法,由再入干扰方程求得辅助导航系统开始工作前每一时刻的再入误差值.理论推导和仿真结果表明,该再入误差分析方法是合理的,分析结果在估算结果范围之内,气动干扰是再入误差的主要影响因素.     

面向等残余面形误差的分层修形模具气囊抛光轨迹规划方法

气囊抛光方法可成功应用于模具自由曲面,实现自动化抛光。提出一种面向等残余面形误差的分层修形模具气囊抛光轨迹规划新方法,该方法可用于等残余面形误差工件的整个面形修正过程或非等残余面形误差状态下气囊抛光工艺中的某一阶段。针对光栅型抛光轨迹给出一种基于一次去除深度函数数值仿真的驻留点间距优选方法,并设计了对比性实验进行验证。实验结果表明,以X方向为进给方向的光栅型轨迹中,驻留点间距值选择去除模型中最大去除量1/2处对应Y值的两倍是合理的。     

脉冲修正弹转速的变化规律

为研究弹道修正过程中弹丸转速的变化情况,在建立脉冲修正弹角运动方程组的基础上,分析了转速变化的影响因素,推导了脉冲修正后弹丸的平衡转速.根据修正弹道的特点给出了脉冲结束后弹丸转速的变化规律.研究表明,脉冲作用的径向偏心是造成弹丸转速大幅变化的主要原因,转速变化的剧烈程度与脉冲冲量大小、径向偏心距及脉冲发动机工作个数有关...     

雷伞系统入水参数影响因素研究

针对以往对雷伞系统入水参数分析时,只考虑了投雷速度、投雷姿态角以及风速,存在对影响因素考虑不全、不深入等不足的情况,该文建立了雷伞系统三维空间弹道数学模型,对鱼雷的空中弹道进行了仿真计算,并根据仿真结果分析了投雷高度及速度、姿态角、降落伞设计参数以及气象风等对雷伞系统入水参数及弹道稳定性的影响,并得出了有意义的结论,可为空投试验及射表编制提供技术支持。     

考虑J_2摄动的弹道导弹高精度弹道预报和误差传播分析

为进行高精度的弹道导弹弹道预报和误差传播分析,分析了平根数法解摄动方程的解形式,提出了一种考虑J_2摄动并包含短周期项的解析法,并将其用于弹道预报,结合无迹变换构造了弹道预报的误差传播分析方法,解决了解析法中开普勒根数求解过程不可微、偏导数矩阵难以计算的问题。仿真结果表明,将解析法用于弹道预报时,J_2摄动短周期项导致的误差达3个数量级,不可忽略;该算法预报的相对误差只有不到5%,精度与高精度数值法相当,远高于传统解析法,但运算速度是后者的7倍,具有更好的效费比。     

理想声自导鱼雷运动要素的距离方位观测解算方法

为快速预测鱼雷的声自导弹道,以特定时刻相对本舰的距离、舷角为运动要素,将其弹道参数化为以此要素为初值的微分方程组的解,论证了其解析解与一个代数方程等价,证明了此方程经变换后可用标准牛顿方法计算。考虑声速的作用,建立了发射、接收点分开的主动声纳探测模型,构造了基于距离、方位观测值解算鱼雷运动要素的相对较优的弹道拟合准则。实现了小样本条件下理想声自导弹道估计的快速计算。仿真实验证实,该方法预测的弹道可满足反鱼雷鱼雷射击参数计算的需要。