基于Matlab的某型橡皮动能弹外弹道仿真研究

为了研究某型橡皮动能弹弹丸的运动特性,文中利用Matlab仿真软件对弹丸的运动过程进行仿真,通过对仿真结果的分析,得到了弹丸速度随时间和距离变化的规律以及弹丸在不同距离上对有生目标的作用效果,解决了弹丸的飞行动能受空气阻力和重力影响,不同射击角度弹丸飞行动能衰减也不一样的问题,验证了弹丸在初速度为100 m/s时能够满足15～ 50 m的有效作用距离指标,为下一步优化改进提供理论基础.     

末敏弹四自由度质点弹道计算方法

根据末敏弹的运动特点，分别建立了末敏弹抛撒段弹道，减速减旋段弹道和减速稳定段及稳态扫描弹道的四自由度弹道方程，并导出了各段弹道的起始弹道诸元。为末敏弹系统的弹道计算提供了一种可行的方法。     

反导仿真弹道计算方法

在分析发射坐标系下来袭导弹的发动机推力、重力和空气动力的基础上,建立了反导仿真过程所需的相关参考坐标系下弹道导弹各飞行段(主动段、被动段和再入段)较为精确的弹道计算模型,研究了导弹来袭仿真、预警探测仿真和来袭导弹弹道预报等过程之间的信息流传递.该研究成果已应用于仿真试验并得到了试验验证,结果表明该方法对反导仿真系统的构建具有重要的指导意义.     

旋转稳定弹弹道计算模型及软件研究（一）——模型自动切换式旋转稳定弹弹道计算方法

阐述了旋转稳定弹弹道计算的长型自动切换方法，它使得扰动弹道计算速度比单纯使用刚体六自由度模型的计算速度快很多倍并保持相同的计算精度。     

空基动能拦截弹制导控制系统综述

弹道导弹在未来战争中具有很大的威胁,利用空基动能拦截弹拦截处于助推段飞行的弹道导弹是世界各国正在研发的先进拦截技术之一。系统地论述了空基动能拦截弹的发展现状,构建了弹道导弹助推段拦截的作战流程,分析了弹道导弹在助推段的飞行特性,探讨了动能拦截弹制导控制系统的研究进展,在此基础上,重点指出了动能拦截弹制导控制设计需要解决的一些问题。     

滑翔增程弹弹道仿真研究

文中阐述了方案弹道设计的原理和思路,建立了滑翔弹方案弹道的数学模型,在不同的攻角和射角下对方案弹道进行仿真,从最优结果中得出滑翔弹的理想方案弹道和实际方案弹道.     

临近空间目标拦截弹弹道设计与验证

针对临近空间高超声速目标拦截弹弹道方案进行了设计和验证.首先,论述了临近空间高超声速目标拦截弹弹道设计的必要性,以临近空间飞行器高抛-再入-滑翔方案为参考设计弹道,将全弹道分为主动段和滑翔段分段建模;然后,根据主动段、滑翔段分别以射程最远、末端速度最大为性能指标,通过飞行过程分析约束条件,建立弹道优化的最优控制模型;最...     

空基动能拦截弹制导控制系统建模与仿真

为研究用于弹道导弹助推段拦截的空基动能拦截弹的制导控制系统,探讨了弹道导弹助推段拦截的作战过程,建立了弹道导弹助推段飞行的弹道模型;根据弹道导弹在助推段的飞行特点,建立了动能拦截弹制导控制系统模型,其中包括拦截弹结构模型、动力学与运动学模型、相对运动模型、传感器测量模型、复合制导模型和直接力/气动力控制模型。在Matlab/Simulink环境下开发了弹道导弹助推段拦截的数字仿真系统,并对仿真结果进行了分析。仿真结果验证了模型的合理性,可为空基拦截弹制导控制系统的设计提供参考。     

航空抛放弹内弹道参数计算

抛放弹的验收是在机载悬挂装置上进行的，不仅麻烦，而且费用太大，在原型实验的基础上，设计了抛放弹模拟装置，本文以此为背影，建立了高低压的内弹道数学物理模型，并进行了数值模拟，数值结果与实验有较好的一致性，对改进模拟装置的结构和性能有参考意义。     

天基反卫星动能弹系统概念及关键技术探讨

随着科学技术的不断发展,未来战争的范围逐步扩大到外层空间。天基反卫星动能弹以其命中精度高、难以干扰、机动性好和轻质小型等优点成为空间武器发展的重要方向之一。天基反卫星动能弹是以载体卫星等航天器为发射平台,利用与目标卫星之间的极高相对运动速度所产生的巨大动能直接碰撞敌卫星使其摧毁的新概念武器,被认为是兵器弹药技术在天基平台上的拓展应用。通过追踪国外天基星动能弹的发展情况,研究其系统组成和工作原理,提出并分析了研制天基反卫星动能弹有待解决的动能弹与载体平台的发射与分离、空间自主导航、空间目标探测与识别和高精度末制导等关键技术,为天基反卫星动能弹的后续研究奠定一定的技术基础。     

动能弹对某型弹道导弹发动机的毁伤效应研究

为了研究动能拦截器对某型弹道导弹的拦截毁伤效应,采用 ANSYSY／LS-DYNA 有限元软件模拟动能拦截器对弹道导弹发动机壳体的拦截,并对仿真结果进行分析。结果表明：发动机壳体材料的弹性模量、延伸率、强度越高,动能弹撞击下产生的应力越大;动能弹的相对速度较高,容易穿透发动机壳体。     

子弹的弹道计算

子弹的弹道计算陆洪／编译薛俊杰／审校当子弹垂直下落，且保持低速旋转稳定和小偏航时，子弹散布在大约１００～１５０ｍ范围内，才能发挥子弹弹药的最大作用。对于带自毁机构的子弹，子弹降落时间不能太长，以免在落地前就引爆。子弹抛射是由弹丸中的时间引信引爆的，...     

尾翼稳定弹改进的质点弹道仿真模型

一种尾翼稳定弹改进的质点弹道仿真模型，此模型考虑了静止偏航角的估计值，以模拟尾翼稳定的迫击炮弹，航空炸弹，以及尾翼稳定的脱壳穿甲弹的弹道。这就将国际上用于放置稳定改进的质点模型扩展到尾翼稳定弹丸上。     

旋转稳定弹弹道计算模型及软件研究（二）——旋转稳定弹弹道计算模型简化研究

提出了旋转稳定弹弹道计算简化模型：简化六自由度模型（6D）、修正简化六自由度模型（6Dm）、五自由度模型（5D）、修正五自由度模型（5Dm）及快速四自由度模型（4D），5Dm的大攻角名义弹道计算结果远比4D更接近标准刚体六自由度模型的结果，4D比SRC LOBS快40%，5Dm是4D与标准刚体六自由度模型之间的一个很好的折衷模型。     

基于网格划分与BP网络的中制导弹道 在线生成方法

针对临近空间高超声速目标高速、高机动的特点,为改善拦截弹中制导性能,将基于网格划分的中制导离线弹道优化与神经网络相结合,提出了一种中制导弹道在线生成方法。以拦截区域网格化形成的网格点为约束,采用离线弹道优化方法,形成覆盖拦截区域的弹道数据库; 利用BP神经网络对非线性函数的逼近特性,通过训练实现对弹道数据库的逼近,构建BP神经网络模型,实现中制导弹道在线生成。仿真分析结果表明:中制导过程中,在终端约束调整和不调整的2种情况下,该文设计的中制导弹道生成方法均具有较好的性能。     

某飞行器空气流体动力参数计算与弹道仿真

为了有效指导飞行器结构设计,获得风洞试验不能获得的中间参数,减少风洞试验的次数,在现有仿真 文献优点的基础上,运用Pro/Engineer、ANSA、Fluent 和Matlab 等软件对某飞行器的几何外形、非结构流体网格划 分、流体动力参数和无动力飞行弹道数据进行处理和计算。通过MPI 并行计算和JOU 批处理自编程序,完成96 种 工况千万级网格数量下的流体动力参数高精度计算,运用Matlab 自编程序结合经典四阶龙格库塔法和拉格朗日插值 算法求解飞行器纵向运动方程组完成空中飞行弹道仿真。结果表明：该仿真结果能有效指导某飞行器结构设计,减 少风洞试验次数,获得风洞试验不能获得的中间参数,缩短研制周期,节约研制经费。     

多孔药高低压室内弹道仿真与计算

为了准确对多孔发射药高低压室内弹道进行仿真计算,对高低压室内弹道的主要方程进行推导,建立了多孔发射药高低压室内弹道仿真模型。应用该模型对某40 mm低速榴弹内弹道进行仿真计算,获得了燃气压力、弹丸速度、弹丸过载等内弹道性能曲线。通过计算值和实测值一致性比较,验证了该数学模型的正确性,为多孔药高低压室发射装药结构设计提供了理论依据。基于Simulink仿真计算的方法,为可靠计算复杂的高低压室内弹道方程提供了一种简便的途径。     

再入飞行弹道解析计算方法研究

针对滑翔飞行器平衡滑翔弹道的工程估算问题,提出高精度平衡滑翔弹道解析计算方法。首先结合平衡滑翔条件,并忽略地球自转相关高阶项及地球摄动,对滑翔飞行器的弹道方程进行简化。然后在满足工程计算精度的假设条件下,先后给出了平衡滑翔弹道的高度、弹道倾角与航程的解析计算方法,能够实现更高精度的估计。