末制导炮弹外弹道仿真研究

本文对末制导炮弹外弹道的几个主要问题进行了研究: 1.对末制导炮弹的基本弹道进行了数字仿真并与垂直平面的末制导弹道作了对比; 2.运用得出的基本弹道算法,对末制导炮弹的射程、初速和射角进行了分级并给出了算例; 3.对末制导导引段有控弹道,建立了仿真模型并进行了数字仿真。本文提出的方法,可用于末制导炮弹的初步设计及末制导武器系统性能的近似计算。     

21世纪末制导弹药的发展预测

通过对国外末制导炮弹、末制导迫弹、制导航弹和末修弹药发展历程的追踪和研究，概述了国外末制导弹药的发展现状，分析了80年代以来几次较大规模局部战争，尤其是伊拉克战争中精确制导武器的使用特点，阐述了精确制导武器在未来局部战争中的作用，并结合末制导技术的发展趋势，预测了21世纪末制导弹药的发展方向。     

未来发展的制导化舰炮用弹药

舰炮系列武器弹药制导化是海军目前急需进行的武器装备和改进的重大课题之一,以陆炮用152mm激光半主动末制导炮弹为基础,概述末制导弹药的发展现状;分析80年代以来几次较大规模局部战争中,尤其是伊拉克战争中精确制导武器的使用特点,阐述精确制导武器在未来局部战争中的作用,结合末制导技术的发展趋势,以及海军舰炮系列武器弹药制导化的发展方向,论述以成熟制导技术改进现役舰炮武器装备的发展构想.     

未来发展的制导化舰炮用弹药

舰炮系列武器弹药制导化是海军目前急需进行的武器装备和改进的重大课题之一，以陆炮用152mm激光半主动末制导炮弹为基础，概述末制导弹药的发展现状；分析80年代以来几次较大规模局部战争中，尤其是伊拉克战争中精确制导武器的使用特点，阐述精确制导武器在未来局部战争中的作用，结合末制导技术的发展趋势，以及海军舰炮系列武器弹药制导化的发展方向，论述以成熟制导技术改进现役舰炮武器装备的发展构想。     

反舰导弹末端机动与末制导段的一体化设计

对反舰导弹的末端机动与末制导段弹道之间的配合问题进行了分析。根据末制导段攻击目标的要求,改进了反舰导弹的末端机动控制信号。采用加权匹配方法,设计了反舰导弹的复合制导信号。利用复合末制导信号成功地控制反舰导弹实现了末端机动与末制导段的一体化弹道。仿真结果表明,所设计的一体化弹道获得了很高的制导精度。     

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.     

制导武器GPS/GLONASS导航的探讨与研究

针对制导武器的特殊运动规律,对采用GPS/GLONASS改善制导进行探讨和研究,以弥补单一卫星网动态性能低的缺陷,实现制导武器的高精度实时导航与控制。     

导弹精确制导与控制的关键技术研究

导弹是最典型的精确制导武器，也是精确制导武器家族中的佼佼者。以导弹为例，论述了精确制导与控制是精确制导武器的核心技术，重点研究保证精确制导与控制的各项关键技术，为精确制导与控制的关键技术研究提供了一定的理论依据。     

自旋制导武器GPS/GLONASS导航的探讨与研究

主要针对制导武器的特殊运动规律,对采用GPS/GLONASS来改善制导进行探讨和研究,而弥补单一卫星网的动态性能低的缺陷,实现制导武器的高精度实时导航与控制.     

一种多约束条件下的最优末制导律研究

为了更好地满足现代导弹武器多约束、高精度制导的基本要求,提出一种新的最优末制导律。在综合考虑落角和末端攻角的要求下,用二次型最优控制推导出新的制导律,并给出了零阶无时延系统的表达式,最后运用典型弹道仿真和对比试验验证了该制导律的良好的弹道性能。仿真结果表明：该制导律不但能够满足多约束高精度制导的要求,而且对落角、末端攻角控制和早期弹道修正具有较大的优势。     

再入飞行器平飞段多约束制导方法

以再入飞行器为背景,研究了可满足终端经纬度、高度及速度约束的平飞制导方法。在纵向及侧向2个通道内分别引入需要过载作为中间控制量,以简化运动方程及制导律设计; 针对运动方程的非线性特征,利用反馈线性化方法分别推导了可实现等高飞行并消除航向偏差的过载指令; 利用射程微分及速度微分解析预测终端速度,根据剩余速度添加侧向机动以实现减速控制; 最后将需要过载转化为姿态角指令以完成制导任务。CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该方法能够实现等高飞行并高精度地满足终端约束,对初始偏差具有较强的鲁棒性,并能完成多样化的制导任务。     

带末端攻击角度约束的三维最优导引律研究

针对导弹对目标实施大角度攻击的作战需求,运用飞行力学和最优控制理论,设计了带终端攻击角度约束的三维空间最优导引律.在设计过程中,将三维空间分成纵向和航向两个导引平面,分别设计两个平面的最优导引律,并在纵向平面上考虑攻击角度约束,使得导弹在命中点的弹道倾角满足约束条件.最后分别针对静止目标和慢速运动目标进行了仿真研究.     

飞行控制软件可靠性设计

针对双ＣＰＵ、以主从方式运行的冗余硬件配置，介绍了管理和邦联诊断策略。飞行控制软件一般包括制导、姿控和综合三部分，制导部分要求有高的计算精度，姿控部分的实时性很强，综合部分应怼不行状态正确识别和自理针对这些特点，分别介绍了各分系统软件可靠性设计的总体结构、故障判别的条件以及具体的实现。文中提到的部分技术经过了实验的检验，证明是可行的。     

基于1553B总线的导弹模拟器的设计

基于1553B总线的导弹模拟器由工控机、1553B通信卡、离散量输入卡、离散量信号隔离转换板、机弹电气接口及电缆等组成.系统软件分模拟挂飞、通讯测试及离散量测试模块.模拟挂飞模块模拟导弹挂飞时与载机间交联的信号及其时序.通信测试模块测试远程终端导弹模拟器与载机通路是否正常、收发数据是否正确.离散量信号测试模块完成离散量信号和离散量输入卡的自动测试.     

反舰导弹最优末制导律及其仿真研究

选择合适的末制导律是实现反舰导弹精确制导的重要因素。以最优控制理论和飞行力学原理为基础。针对目标作加速直线航行和机动转弯两种情况，文中研究了兼顾脱靶量和能量消耗两个性能指标的反舰导弹最优末制导律。在求解最优末制导律时，引入伪控制变量的概念来简化问题求解的复杂度。仿真结果表明．文中所设计的最优末制导律在制导过程中能量消耗少、脱靶量小、制导精度高．且算法简单。     

基于准平衡滑翔的解析再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。     

制导火箭末敏弹射击精度分析

制导火箭末敏弹是火箭制导控制技术和末敏弹技术有机结合的新型弹药,针对此前制导火箭与末敏子弹相结合的系统射击精度研究不够充分的问题,根据制导火箭末敏弹的工作流程和弹道特点,建立了各飞行段制导火箭和末敏子弹的弹道模型,通过分析各弹道段扰动因素的影响,对误差源进行了分配,运用Monte-Carlo法进行了射击精度仿真计算和分析。结果表明,制导火箭末敏弹系统射击精度(CEP)不大于60 m,与末敏子弹的扫描探测范围匹配,满足精确打击小幅员目标的要求。分析方法和仿真结果对完善制导火箭末敏弹指标体系、优化弹道方案以及作战使用时计算用弹量等具有重要意义,也可作为同类装备设计参考。     

引信对制导系统提供的目标信息综合利用研究

在提取雷达制导型空空导弹的制导信息的基础上，开展了利用制导信息的引战配合，引信抗干扰，引信超低空工作技术研究，并给出了一些仿真结果。     

带初始前置角和末端攻击角约束的偏置比例导引律设计以及剩余飞行时间估计

针对导弹飞行过程中受到外部干扰导致前置角变化较大的问题,设计了满足任意初始前置角和末端攻击角度约束的偏置比例导引律,并对该导引律下系统参数的收敛性给出了证明。基于现有分段迭代求解剩余飞行时间的方法进行拓展,解决了现有分段迭代求解方法在前置角等于π/2 rad时存在奇点的问题,并用该改进方法给出了该导引律的剩余飞行时间估计。对提出的导引律和改进的分段迭代求解方法进行仿真,结果表明：该导引律能够满足任意初始前置角和末端攻击角度约束下导弹的脱靶量和末端角度要求,且在飞行末端加速度指令收敛至0;与以往研究结果相比,该导引律在前置角大于π/2 rad时能够实现对导弹的更有效控制;使用改进的分段迭代求解方法对提出的导引律进行剩余飞行时间估计,估计误差小,误差收敛快。仿真结果验证了该偏置比例导引律和剩余飞行时间估算方法的有效性。     

基于模拟飞行的再入飞行器速度控制方法

基于潘兴Ⅱ(PershingⅡ)反设计的速度控制方法在国内广泛应用,但该方法在进行理想速度曲线建立时,采用了大量近似和假设,降低了速度控制精度,而且难以满足打击活动目标的速度控制需要.结合控制工程实践,建立了一种基于计算机模拟飞行的再入飞行器速度控制方法,仿真表明:该方法可以大幅度提高再入飞行器飞行末端速度的控制精度和控制鲁棒性.