巡飞导弹BTT自动驾驶仪设计及仿真

对巡航飞行BTT导弹，采用侧向过载反馈的协调转弯方式进行自动驾驶仪设计。根据巡航飞行导弹的气动特点建立了BTT导弹的数学模型，并以某BTT导弹为例，分别设计了俯仰、偏航、滚转通道自动驾驶仪，对设计结果进行六自由度仿真。在仿真过程中，对各种耦合项进行检验，结果表明运动学耦合对BTT自动驾驶仪性能影响最为严重。     

可变形翼战术导弹多体动力学特性

弹翼外形随飞行环境合理变化能提高导弹的飞行性能。为揭示变翼对导弹飞行动力学特性的影响机理,基于集中质量假设,利用动量及动量矩定理,构建了变翼导弹的多体动力学模型。首次提出一种基于Missile DATCOM的协同求解方法,以解决多体运动与瞬变气动的交叉问题。仿真研究表明,所提出的协同求解方法能快速有效地解算耦合快变气动参数的多体运动方程;变翼展与变后掠对应的移动质量及变翼速度因素对导弹飞行动力学特性有重要影响。     

高机动导弹的倾斜转弯控制

对战术导弹在飞行中极端灵活的要求在进一步的增加着,以便在发射之后就能够大范围地快速改变航向。这样的灵活性要求的飞行攻角超出了一般用舵面对导弹进行气动控制的能力。原因是气流的非对称性造成了很大的滚动力矩以及偏航一俯仰一滚动通道的交叉耦合。“倾斜动弯”控制能使导弹在一个最优的飞行方向上飞行。在这个方向,导弹有最大的升力系数和舵面控制效率,并且,因导弹无侧滑而把气流的不对称性限制到最小。由于在快速改变航向时需要有很高的滚转速率,因比,控制通道间的耦合成了重要的稳定因素。本文要介绍一个典型的采用气动控制的导弹控制轴去耦技术和各耦合项对稳定性的影响。     

防空导弹BTT控制解耦算法

防空导弹为提高射程、平均速度,配置冲压发动机,要求导弹在飞行过程中侧滑角小,同时只允许导弹有正攻角；与侧滑转弯（STT）导弹相比,倾斜转弯（BTT）导弹有机动性强、稳定性好、升力大等优点,但因面对称气动外形和快速滚转决定了BTT导弹存在运动学耦合、气动耦合和惯性耦合等耦合因素；在考虑耦合的情况下,进行BTT自动驾驶仪解耦设计；通过非线性仿真分析表明,能够实现精确控制和快速滚转的要求,有效地减小导弹的侧滑角,保证导弹偏航通道稳定性.     

智能变形导弹虚拟飞行仿真技术

针对活动部件运动会使导弹飞行呈现耦合的多体动态特性,并引发气动力瞬变的问题,基于动量及动量矩定理,发展了一套适于变形导弹的多体运动模型。该模型以附加惯性项及快变气动参数的形式来反映气动力面变形对导弹动态特性的影响,涉及交叉求解不同气动外形对应的气动特性及运动方程。为此,开发了一套基于DATCOM在线计算与MATLAB/SIMULINK协同的虚拟飞行仿真系统,将其用于典型轴对称导弹的变形翼与折叠舵飞行仿真中。结果表明,所开发的虚拟飞行仿真系统快速有效,能够用于变形部件的自适应律设计,并揭示其对复杂动态的影响机理。     

各种海情下低空飞行导弹的分析

对影响掠海飞行导弹性能和控制性的非定常气动效应作了初步分析。为了确定非定常气动力对导弹飞行的影响,进行了各种海情下的仿真研究。研究表明,在高海情下,导弹存在着控制问题。     

高超声速导弹再入的鲁棒变结构控制方法研究

针对具有强耦合、严重非线性、变系数、纯延迟的高超声速导弹再入控制系统，提出了一种自适应鲁棒变结构控制器，克服了传统控制方法的缺陷，无需大量的增益调节，而能自动适应非线性、强耦合的对象特性，适应大范围环境变化，减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性，自动补偿不确定因素和扰动的不利影响。     

战术导弹非对称涡控制技术研究

为开展非对称涡主动流动控制技术在战术导弹气动设计领域应用研究,采用有限体积法求解N-S方程,数值模拟了导弹和微型扰流块的超音速耦合流场。结果表明:体积微小的扰流块能使导弹产生非常可观的侧向力,同时,对导弹其它气动特性影响很小。这为利用"开-关控制"的微型扰流装置对导弹进行飞行姿态控制,提高侧向机动能力提供了理论依据。     

近距格斗导弹发射分离安全分析

载机在大机动条件下发射近距格斗导弹的安全性是导弹发射系统研制中的重要问题。基于近距离格斗导弹发射系统,分析了导弹发射时影响载机安全的主要因素;建立了导弹在轨上运动和自主飞行2个阶段的运动学、动力学模型;通过对导弹气动特性、轨上运动、自主飞行和起控时间的仿真分析,提出了载机机动发射近距离格斗导弹的基本条件,以及载机安全发射近距格斗导弹应采取的措施。     

基于质量矩控制机理的导弹飞行姿态变化的研究

导弹质量矩机动控制通过改变导弹的质心，利用气动配平力矩改变弹体飞行姿态和攻角，从而实现导弹机动控制。在导弹高速飞行时，它克服了气动舵控制方案存在着舵面烧蚀及控制效率降低等弊端。本文详细推导了基于变质心控制导弹的非线性动力学方程，深入分析导弹在纵向平面内姿态变化情况，并研究了由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素，指出针对不旋转弹体的控制策略，为进一步设计导弹控制系统奠定基础。     

飞航导弹子母弹对机场跑道封锁概率研究

针对飞航导弹子母弹打击机场跑道，建立了子母弹抛撒的椭圆散布模型．考虑子母弹精度的影响，研究了飞航导弹子母弹封锁机场跑道的概率，并与弹道导弹子母弹做了比较．分析了散布区域大小、形状和进入角对跑道失效率的影响，为武器系统设计和作战使用提供参考．     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

稀薄气体效应对常规布局导弹气动特性的影响

导弹气动特性是准确预测弹道的前提条件,也是衡量导弹射程的重要依据。在稀薄大气飞行环境下,连续介质假设的前提条件已不再成立,其对应的计算方法无法获得准确的气动参数。通过对常规布局导弹进行建模,利用基于介观的格子Boltzmann方法计算导弹在稀薄大气条件下的气动参数,并与连续介质假设条件下获得的气动参数进行对比。通过计算导弹的高空弹道,发现稀薄气体效应虽在一定程度上改变了导弹气动特性,但对准确预测高空弹道的影响很小。     

无人机导弹滑弹一体式发射对机翼的气动干扰

无人机机载导弹发射产生的尾喷流对机翼的气动干扰影响载机飞行安全。本研究以Fluent软件为基础,采用二维非结构动网格技术并选择标准k-ω二方程湍流模型,对导弹沿导轨弹射滑行后点火和直接点火的发射过程分别进行数值模拟,并对两组结果进行对比。结果表明：滑弹一体式发射装置在一定程度上降低导弹尾喷流对机翼的气动影响。该研究为无人机导弹滑弹一体式发射装置的研究提供一定参考。     

不同栅格壁形状的栅格翼导弹气动特性对比研究

针对栅格翼在导弹上具有重大的应用价值,研究不同格壁形状的栅格翼导弹气动特性。通过介绍控制方程、边界条件和计算条件,采用FLUENT数值模拟的方法研究四角形格壁、菱形格壁和矩形格壁3种格壁形状的栅格翼导弹气动特性,并通过计算分析得出栅格翼导弹的升阻比在研究范围内随着马赫数变化而变化,3种模型变化趋势基本一样。分析结果表明：四角形格壁栅格翼型导弹和菱形格壁栅格翼型导弹的气动性能,优于矩形格壁栅格翼型导弹。     

无再入观测弹道导弹气动参数和落点联合预报

在无再入观测数据条件下,为了对弹道导弹的落点和气动阻力参数进行高精度联合预报,基于导弹末端速度变化范围的限制,预估气动阻力参数变化范围; 将气动阻力参数作为随机过程建模并增广为目标的状态,基于无迹变换法建立了考虑气动阻力、地球自转和J₂摄动的落点预报和误差分析模型,计算了落点误差散布椭圆。仿真结果表明,该方法能有效预估气动阻力参数范围,显著提高了落点预报和误差分析的精度(尤其是落地时刻),对于导弹早期预警具有较高应用价值。     

BTT导弹自动驾驶仪设计的CAD程序包

应用古典频域理论，建立了BTT导弹的数学模型，并在符合工程背景的条件下进行了简化。用FORTRAN和BASIC语言设计了一个以导弹的结构和气动参数为输入数据的BTT导弹自动加强仪设计程序包。文中给出了算法选择、程序结构及设计实例，可为各种型号的导弹采用BTT控制方案提供加强参数的设计结果。     

飞航导弹突防技术与战术导论

指出了研究飞航导弹突防技术和战术的重要性；概述了飞航导弹突防的主要问题；讨论了飞航导弹突防的主要技术和战术措施；最后，提出了加强飞航导弹突防问题研究的若干建议。     

靶弹动力学模型参数辨识与弹道仿真

建立靶弹典型动力学模型结构,靶弹六自由度动力学数学模型简化为纵向和侧向两个三自由度的动力学模型。选择了辨识输入数据,将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对辨识精度进行了分析,认为观测量测量误差、物理几何参数误差影响辨识精度,选用靶弹现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,得出辨识结果,将辨识得到的气动参数带入弹道仿真程序进行了仿真,验证了辨识结果满足设计要求。     

基于定量反馈理论的飞航导弹多变量控制技术研究

通过分析飞航导弹侧向运动特点，将飞航导弹侧向运动视为多变量控制对象进行了研究．根据导弹飞行特点与性能要求，确定了侧向运动的性能指标，包括跟踪性能指标、稳定性指标和输入扰动抑制指标等．应用定量反馈理论设计了导弹侧向运动的多变量控制器与前置滤波器，并对结果进行了时域仿真与分析．