弹箭非线性角运动周期解稳定性分析

为了分析和计算弹箭非线性角运动周期解的稳定性,推导了弹箭的非线性角运动方程组。以某型火箭弹高原试验为例,计算了立方马格努斯力矩系数取不同值时的角运动相图和庞加莱截面图; 通过Poincare映射计算了线性马格努斯力矩系数作为分岔参数时的分岔图; 利用推广的打靶法计算了角运动周期解的幅值和周期,结合Floquet理论分析了周期解的稳定性。结果表明,在高空低密度的情况下,考虑非线性马格努斯力矩系数后,当马格努斯力矩系数达到一定范围时,火箭弹角运动由零平衡位置分岔出稳定的周期运动。     

基于Sobol和EFAST法的枪弹转动角速度全局灵敏度仿真分析

为开展外弹道测试、动力学特性研究等需要，经常在枪弹外部安装各种用于飞行状态测量的装置。由于枪弹在发射及飞行中的状态受到各种随机因素的干扰，直接影响测量输出。为更好地开展试验设计及相关数据处理工作，采用姿态测量装置测量枪弹转动角速度的方案，以5自由度刚体弹道方程组为基础，采用基于蒙特卡洛打靶的Sobol全局灵敏度分析方法和傅里叶幅值灵敏度检验扩展法（EFAST），就姿态测量的输出对初速跳动、起始扰动等因素的敏感程度开展定量研究。定量分析结果表明：1)初速和初始攻角对姿态测量装置沿弹体径向的输出影响较大，初速对姿态测量装置轴向输出的影响较大；2)Sobol法和EFAST法均可定量分析参数对输出变量的贡献率，但EFAST法的计算更为稳健、高效。     

自由旋转卷弧翼弹箭的气动特性数值分析

为深入研究自由旋转卷弧尾翼弹箭的气动特性，利用计算流体力学方法及滑移网格技术对卷弧翼弹箭开展了时间精确非定常数值模拟。通过与文献对比的方式验证了模拟方法的有效性；分别利用网格无关性和时间步数无关性检验，确定出合适的网格数量和时间步数；在不同马赫数下对比、分析了自由旋转卷弧翼弹箭和固定卷弧翼弹箭的气动特性差异；考虑不同的翼、体差动滚转条件，研究了差动滚转角速度对自由旋转卷弧翼弹箭气动力矩特性的影响。结果表明：由于翼、体连接处黏性涡的强度不同，自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数和马格努斯力矩系数明显小于固定卷弧翼；在马赫数0.8和1.1条件下，自由旋转卷弧翼弹箭的马格努斯力矩系数接近于0,其滚转力矩系数与差动滚转角速度基本呈线性关系，而马格努斯力矩系数与差动滚转角速度呈明显的非线性关系；受翼、体连接处黏性涡的影响，自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数随马赫数增大而急剧减小，马格努斯力矩系数随马赫数增大而急剧增大；上述因素对卷弧翼弹箭的气动特性影响较大，在气动、弹道设计时须予以着重考虑。     

弹道修正弹技术发展综述

炮弹在发射和飞行的过程中,受各种随机误差的影响,造成射弹散布。设法减小或控制随机误差影响、改善炮弹地面密集度,始终是常规弹箭技术研究的方向。近年来研究者另辟蹊径,发展和研究了弹道修正理论与技术,即通过对一段实测飞行弹道参数的在线误差影响辨识,后续弹道预报,并通过弹上简易机构进行弹道修正调节,实现低成本下大幅度改善炮弹地面密集度。该文综合近年来国内外部分文献资料报道,结合多年的研究经验,对弹道修正弹技术的特点、难点及其工程应用中存在的射程扩展量等作一介绍,对未来的技术发展作一展望,以期为从事这方面研究的人员提供参考。     

阻尼片横向弹道修正的落点预测方法

为了减小旋转稳定弹的横向落点散布,对一种采用阻尼片调节弹道偏流的横向修正方案进行了研究。实现横向弹道修正的核心是落点预测,故对该横向修正方案的原理及有效性进行了分析,由此提出落点预测模型应满足的要求。针对无控弹道的升弧段和降弧段,分别推导出相应的弹道解析预测模型,并通过考虑弹丸的动力平衡角和转速特性,建立了一个可计及阻尼片作用的三自由度弹道模型。经后处理的炮射试验数据验证以及不同条件下的弹道仿真,结果表明,该横向弹道落点预测模型在线计算量较小,预测误差约为20m,可满足工程应用中对落点预测模型计算速度和精度方面的要求。     

攻击时间和攻击角度控制的非奇异终端滑模制导律

为提高导弹的突防能力并增强毁伤效果,对导弹攻击时间和攻击角度控制问题进行了研究,以导弹和目标相对运动模型为基础,提出了一种非奇异滑模导引律.利用成型理论设计了以时间多项式描述的、同时满足攻击时间和攻击角度约束的导弹视线角表达式.采用优化方法确定表达式系数.由于非奇异终端滑模理论具有使滑模面能够在有限时间内快速收敛的特点,故利用该理论构造关于视线角误差的滑模面,设计了一种无奇点的攻击时间和攻击角度控制制导律.该制导律可使导弹的实际视线角按照设计的理想视线角变化,使导弹满足攻击时间和攻击角度的双重约束.通过理论分析,证明了该制导律满足Lyapunov稳定性条件,能够实现攻击时间和攻击角度控制且不存在奇点.在多种情形下对所设计制导律进行了数值仿真.仿真结果表明,采用该制导律可在不同条件下有效实现导弹的攻击时间与攻击角度控制,与现有文献相比具有一定优势,当存在一定程度的外界干扰时仍能完成攻击时间和攻击角度控制.     

带有视场角约束的滑模攻击时间控制制导律

为提高攻击时间控制制导律的鲁棒性和工程适应性,以弹目拦截几何关系为基础,采用滑模技术设计了一种带导引头视场角约束的无奇点攻击时间控制制导律。通过Lyapunov理论证明了该制导律的稳定性和收敛性。理论分析及仿真结果表明：当攻击时间误差变为0 s时,该制导律可演变成纯比例导引律,末端需用过载变化平缓、命中点处为0 g;所设计制导律可有效实现静止目标拦截、多导弹协同攻击等场合的攻击时间控制。     

考虑导弹速度变化的攻击时间和攻击角度控制滑模制导律

为了解决导弹速度变化时对攻击时间和攻击角度的控制问题,提出了一种基于成型理论和非奇异终端滑模理论的攻击时间和攻击角度控制制导律,并证明了该制导律的Lyapunov稳定性。以弹目相对运动关系为基础,将导弹速度变化的制导律问题转化为导弹速度恒定的制导律问题。利用成型理论构造视线角多项式,通过数值方法计算其系数,得到了满足攻击时间和攻击角度约束的理想视线角表达式。基于非奇异终端滑模理论设计了导弹法向加速度,使导弹实际视线角按照理想视线角变化,实现了攻击时间和攻击角度控制。不同条件下的数值仿真结果验证了所设计制导律的有效性。     

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。     

An Approximate Calculation Method for Lateral Trajectory Correction

The two-dimensional trajectory correction needs to adjust not only the force in velocity direction,but also the lateral force or lateral trajectory (normal to the perpendicular plane of fire direction) . Therefore,its structure of control cabin is more complicated than that of one-dimensional trajectory correction projectiles (ODTCP). In order to simplify the structure and reduce the cost,a scheme of adding a damping disc to the control cabin of ODTCP has been developed recently. The damping disc will unfold at the right moment during its flight to change the ballistic drift of rotary projectiles. Aimed at this technical scheme,a mathematical model of two-dimensional trajectory corrections was discussed according to the theory of exterior ballistics. An approximate formula for predicting the ballistic drift and trajectory correction was deduced. The capability of lateral trajectory correction and the flight stability of TDTCP were also analyzed. All the work is valuable for further research.