助推_滑翔式飞行器弹道优化仿真研究

研究助推_滑翔式飞行器弹道优化问题。对助推_滑翔式飞行器弹道进行优化有利于提高其综合飞行能力。为了增加助推_滑翔式飞行器射程,针对助推_滑翔式飞行器的弹道特点,在考虑攻角、法向过载及终端约束条件下,提出应用SWIFT(序贯加权因子)法进行弹道优化,并将优化结果与应用SQP(序列二次规划)算法优化所得到的结果进行对比仿真分析。仿真结果证明:SWIFT算法是一种解决助推_滑翔式飞行器弹道优化问题的有效方法,具有优化精度高,优化所需时间短的特点。     

多约束下助推滑翔弹道发射角优化研究

临近空间飞行器利用临近空间独特的环境特点,采用助推滑翔式弹道实现高超声速滑翔和机动,极具发展潜力,但同时对助推段与滑翔段交班条件、恶劣环境下的精确末制导等方面提出了极为苛刻的要求,因此助推段飞行程序的设计对全弹道而言至关重要。针对临近空间飞行器基于助推滑翔式弹道打击不同距离目标的要求,在满足多约束条件下,采用复合形法对弹道的发射角进行优化,优化后的发射角可以有效降低后续滑翔、再入段的设计难度,为弹道设计提供较大的设计裕度。仿真结果显示,该方法有效且对初始控制参量取值要求不严格,具有较强的适应性。     

MATLAB在弹道仿真中的应用

在导弹的设计、研究中,弹道仿真是一项必不可少的实验工具.如何能够高效地运用Matlab软件进行弹道全数字仿真是文中主要探讨的问题.针对这一问题,首先分析了弹道仿真数学模型的特点,并以滑翔增程弹为例,详细研究了在M文件、simulink工具箱以及两者交互使用环境下建立外弹道质心运动系统仿真模型的方法和优缺点.最后给出了一定条件下的弹道仿真结果,以此证明该仿真算法对弹道进行仿真研究具有模型设计简单、参数易于修改和结果直观等特点.     

类乘波飞行器弹道性能研究

火箭基循环发动机作为飞行器的推进系统,同时兼顾较大推重比和高比冲,将火箭基组合循环发动机和类乘波飞行器机身一体化,考察其对飞行器弹道性能的影响,具有深远意义.对类乘波飞行器飞行弹道分别建立大气模型、动力学模型、空气动力模型和推进模型,采用龙格-库塔法研究其弹道性能随时间的变化趋势,结果表明该飞行器在助推结束后消耗燃料少,占总质量的比重不超过5%,且助推结束后前50s速度和飞行航道倾角变化剧烈,随后变化渐趋平缓,利于控制,能够满足未来空天飞行器对安全性和可靠性的要求.     

基于STK的滑翔增程弹弹道可视化仿真

为了验证弹道数据的可靠性、准确性,提高弹道仿真的真实性、可视性,利用STK软件的三维建模、三维空间计算、三维动画生成能力,将从MATLAB/Simulink得到的弹道数据转化为三维动画场景,真实的模拟了弹丸的整个飞行过程。研究人员能够控制整个仿真过程,观察到弹丸任一时刻的位置、速度、姿态及整个弹道曲线,并对比在不同条件下弹道的准确度,从而对弹道参数做出修正。弹道可视化仿真实际就是一个虚拟靶场,可以应用于滑翔增程弹的研制、生产、演示过程中。     

一维弹道修正弹飞行稳定性研究

为分析一维弹道修正弹阻力片不同修正能力下,其打开后对弹丸飞行稳定性的影响大小,以某型100 mm一维弹道修正弹为研究对象,运用Simulink软件建立了6自由度刚体弹道模型,通过设置不同仿真条件,利用阻力片打开后弹丸攻角变化、陀螺稳定性判据、动态稳定性判据判断弹丸飞行稳定性;求出了在阻力片分别产生原来弹丸阻力系数3倍、4倍、5倍阻力下,为保证弹丸飞行稳定应控制阻力片打开后产生的新的静力矩的极限值应分别小于原弹丸静力矩的3倍、3.5倍、4倍;通过研究阻力片打开时间对弹丸飞行稳定性的影响,结果表明,阻力片打开时间越晚其对弹丸飞行稳定性的影响越大;分析了阻力片一定修正能力下,以不同射角射击时为保证阻力片打开后弹丸飞行稳定性,阻力片最晚打开时间。     

弹道导弹弹道建模与仿真技术研究

在弹道导弹建模优化的研究中,针对弹道导弹防御技术仿真应用,建立了弹道导弹弹道仿真模型.首先基于最优能量椭圆弹道理论,采用优化迭代方法,考虑地球自转影响,建立了弹道导弹自由段模型,并根据导弹性能参数,建立了主动段和再入段弹道模型,从而得到从发射点到落点的包含不同飞行段特性的完整弹道模型.其次利用上述弹道模型开展仿真,得到了导弹飞行轨迹参数和二维和三维弹道演示效果.证明提出的弹道导弹仿真模型,弹道构建速度得到优化加快,能以较高的置信度反映弹道导弹运动特性,能够满足弹道导弹防御技术仿真应用要求.     

弹道修正弹滚转角辨识和误差分析

弹道修正弹药的滚转角度是必不可少的重要参数,通过三轴正交磁强计测量弹丸旋转时的地磁场数据,根据B2AC椭圆估计方法,将旋转弹丸内的磁场按照椭圆轨迹进行拟合.在有章动角情况下,根据旋转尾翼弹丸在直线段的飞行特性,通过建立的模型计算弹丸滚转角度,采用弦长比例和章动角幅值为系数进行补偿.数值仿真分析表明,所提出的改进方法在复攻角平面不同方向上的蒙特卡洛仿真计算,能够得到比较满意的误差结果,在给定条件下,误差基本在弹丸实际使用的允许范围内.     

38毫米催泪子母弹增程设计及弹道仿真

在子母弹射程优化控制问题的研究中,射程是武器系统重要战术性能指标,增加射程可有效提高武器作战性能.在分析子母弹射程、弹丸初速及装药量三者关系的基础上,针对38毫米催泪子母弹发射器出口速度较低导致的实际射程较近(＜100米)及无法达到预期战术技术指标的问题.由于传统发射器出口初速度低,性能差.为此提出用数字仿真的方法,在MATLAB上进行弹道模型仿真,仿真出子母弹的弹道曲线.仿真结果表明,在保持药室容积不变的情况下,增加装药量,可提高子母弹初速,进而增大射程.通过计算机仿真射弹过程中的大量随机因素,相当于在计算机上打靶,所得结果具有较高的可信度和精度.以某型38毫米催泪子母弹为实例,结果表明,方法精确、简单实用,可为子母弹射程优化设计提供参考.     

一种火箭主动段弹道数据融合方法

提出了一种火箭主动段弹道数据融合方法,该方法利用各类测量弹道数据进行融合计算,得出一组综合弹道数据为测量设备提供数字引导,并作为判断火箭飞行轨迹的依据。通过以往某次火箭主动段任务实测数据复演,验证了这种方法的可行性和有效性。