抛射体在非惯性坐标系中的偏移规律

本文考虑地球自转时,抛射体(炮弹、火箭或导弹)在非惯性坐标系中的偏移规律。     

考虑地球扁率影响的任意椭圆轨道小推力最优交会控制

研究在地球扁率影响和航天器在小推力推进作用下，任意椭圆轨道最优转移的一种解析解法。将小推力和地球扁率影响视为摄动力，建立航天器转移的状态方程，应用Pontryagin极大值原理，得到航天器最优推力加速度控制方程。在假设简化时，将无量纲的推力加速度γ和地球扁率的二阶带谐系数J20视为同一阶量级，并只考虑它们的一次项，忽略其他的高次项，从状态方程中分解出小推力和地球扁率对轨道根数的影响，并分别进行了积分，得出最优转移轨道的一阶解析解。     

远程自主水下航行器建模研究

通过对远程自主水下航行器进行动力学和运动学分析，基于经典的动量和动量矩定理。在地心惯性坐标系下建立了一种适合远程应用的自主水下航行器模型。该模型不仅考虑了地球的曲率，也考虑地球的自转运动，可应用于水下航行器导航与控制系统的一体化仿真及系统精度分析。     

一种改进的弹道预测方法

为了提高弹道预测方法的预测精度,研究了弹道预测方法.通过坐标变换克服地球自转的影响,将弹道导弹无摄运动的轨道参数作为初值,考虑主要摄动力对轨道参数的影响,对轨道参数进行修正;并将再入段看成自由段的延伸,建立了整个被动段弹道预测模型.仿真结果表明,该方法提高了弹道预测精度.     

弹道参数对弹丸落点的影响分析

针对现代炮弹引信高精度修正技术要求,研究初始条件误差对弹丸落点的影响.提出一种比较辨识弹丸落点及精度的方法,通过建立弹道数学模型,利用龙格-库塔法实时快速的解算理论弹道,分析了弹道散布及其影响弹道散布的因素.用初速、弹道系数、射角参数对弹道散布影响进行仿真,仿真结果表明:积分步长h=0.05 s时,获得的理论弹道与<43年阻力地炮弹道表>射程相比,距离射程误差仅为0.7%.     

利用Simulink仿真的弹道辨识算法精度分析

弹道辨识精度是衡量弹道辨识系统工作性能的重要指标.为了在硬件设计前对辨识算法的精度进行预评估,提出一种利用Matlab/Simulink模块对自主式弹道辨识新算法进行建模的仿真.该算法是基于比较名义弹道与实际弹道在上升初始段的水平距离来实现对弹丸射程偏差的预测.建立弹道数学模型,获得仿真初始参数,运用Simulink模块生成仿真模型.仿真结果表明该射程辨识算法预测相对误差为0.783%,满足弹道修正引信的精度要求.     

后抛式离心抛撒子弹弹道仿真与试验研究

为研究子弹落点散布规律,对其影响因素和子弹外弹道计算方法进行分析。将抛撒高度偏差和阻力系数偏差用Monte Carlo方法处理后建立子弹外弹道抛撒模型,利用Matlab软件进行数值仿真并绘制子弹分布散点图,分析子弹散布随抛撒高度变化的规律;进行子弹动态抛撒试验,将得到的实测图与仿真散点图对比,验证了模型的合理性,为离心式惯性抛撒原理和子弹散布分析提供理论参考。     

控制弹箭头部攻角的弹道修正弹外弹道研究

目的　研究存在头部攻角的弹道修正弹头攻角对外弹道的影响 .方法　通过分析弹丸头部攻角对弹丸外弹道性能的影响 ,建立了修正弹外弹道模型 ,根据模型编制外弹道仿真软件对弹道修正弹外弹道进行计算 .结果　根据外弹道仿真结果 ,给出了头部攻角与弹丸射程之间的关系 .结论　通过对弹丸头部攻角的控制 ,可以实现对弹丸飞行弹道的控制 ,所建立的外弹道模型及仿真结果对控制弹丸头部攻角的弹道修正弹控制执行机构的研究具有重要的指导意义 .     

控制弹箭头部攻角的弹道修正弹外弹道研究

目的 研究存在头部攻角的弹道修正弹头攻角对外弹道的影响。方法 通过分析弹丸头部攻角对弹丸外弹道性能的影响,建立了修正弹外弹道模型,根据模型编制外弹道仿真软件对弹道修正弹外弹道进行计算。结果 根据外弹道仿真结果,给出了头部攻角与弹丸射程之间的关系。结论 通过对弹丸头部攻角的控制,可以实现对弹丸飞行弹道的控制,所建立的外弹道模型及仿真结果对控制弹丸头部攻角的弹道修正弹控制执行机构的研究具有重要的指导意义。     

基于Matlab/Simulink的杀爆弹蒙特卡洛飞行落点仿真

弹道仿真软件有助于对杀爆弹的射程进行分析与评定,为此设计了基于Matlab/Simulink环境下的弹道仿真模型,采用速度坐标系给出的弹体质心力学方程,结合杀爆弹在飞行中所受到的干扰因素,列出了在Matlab下应用蒙特卡洛方法仿真随机干扰因素的步骤,实现了弹道仿真。结果验证了仿真方法的有效性。采用Simulink完成弹道建模与仿真,与传统编程语言相比,具有形象直观、易于修改等特点。     

主动段终点参数对弹道导弹射程的影响研究

主动段终点参数直接影响弹道导弹的战术技术指标实现与否。通过简化弹道导弹的飞行弹道模型,分析计算了主动段终点参数对弹道导弹射程及落点精度的影响大小。在导弹武器系统作战使用过程中应注意把握,尽量减小干扰因素对弹道导弹主动段终点参数的影响。     

弹道导弹中段机动变轨模型研究

鉴于弹道导弹在中段机动变轨会导致飞行轨迹和落点的改变,对弹道导弹中段机动变轨进行了研究.针对弹道导弹中段飞行,引入小火箭的推力作用,建立弹道导弹中段变轨运动模型,运用四阶Runge-Kutta积分法求解其飞行轨迹,并将两种时机的机动变轨结果与自由飞行情况进行了比较,变轨时的中段结束点位置改变较为明显.仿真结果表明了该模型的有效性.该变轨模型可为目标的跟踪研究提供依据.     

一种新的弹道导弹弹道仿真方法

针对现有弹道导弹运动轨迹模拟中普遍存在的简化运动起始状态、模拟的弹道轨迹无法全面反映弹道导弹主动段实际运动特点的问题,提出了一种新的弹道仿真的方法.该方法采用控制力加速度转弯,利用弹道导弹仰角角速度和方位角角速度求解控制力加速度,建立了弹道导弹的动力学模型,实现了弹道导弹运动轨迹的模拟.仿真结果表明,该方法能够更加逼真地模拟弹道导弹主动段的运动轨迹,为弹道导弹的弹道特性分析和进行弹道导弹的跟踪算法研究提供数据支持.     

导弹动态回波序列仿真及平动补偿研究

通过分析弹道目标的运动特性,给出了弹道、目标微运动、雷达观测三者相结合的仿真方法;根据仿真计算的飞行弹道背景中雷达观测的目标姿态角,结合弹道目标的静态数据,由此生成弹道导弹动态雷达回波序列．利用典型进动弹头目标的仿真结果,分析弹道类目标平动给微多普勒带来的影响,采用最小熵的平动补偿方法,去除径向加速度对微多普勒分析的影响．仿真结果说明该方法能够有效补偿平动影响．     

弹道导弹中段目标特性及识别综述

目标识别是弹道导弹防御系统中的核心难题之一。首先,分析了弹道导弹在中段的飞行特性,介绍了弹道导弹在中段可能采取的突防措施。其次,分析了当前弹道中段目标的识别方法:基于一维距离像目标识别、基于微雷达散射横截面积(radar cross-section,RCS)目标识别、基于微多普勒目标识别、基于温度变化率目标识别、基于红外成像目标识别以及对有源假目标的识别。最后,对各识别方法的优劣及发展前景作了简要分析。     

弹道导弹目标微动特征分析及参数提取

运动特征是弹道导弹雷达目标识别的主要特征之一,在弹道中段真假弹头有着不同的微动特征.针对弹道导弹的3种微动形式（摆动、自旋和锥旋）,给出了对应的微多普勒表达式,分析了其微多普勒的频率特征,提出采取自相关法来提取微动频率,最后仿真验证了所提方法的正确性.     

天基激光武器在弹道导弹防御中的作战性能分析

随着空间技术的发展,空间武器系统的战术作用越来越重要,在未来很长一段时间内,弹道导弹仍将在作战中占据主导地位,因此利用空间武器系统对弹道导弹进行防御至关重要。在对天基激光武器的组成原理、特性、技术参数等介绍的基础上,提出了用于弹道导弹防御的天基激光武器组网模型,对不同组网方式在弹道导弹防御过程中的作战性能进行了分析,利用计算机仿真得出了弹道导弹的杀伤曲线,并提出了我国发展空间武器需要解决的关键问题。     

基于VEGA PRIME激光制导导弹三维视景仿真设计

三维视景仿真依据仿真目的,可实时再现导弹攻击目标的全过程,为激光制导武器半实物仿真的飞行仿真、航迹规划等提供了直观的分析手段。通过Vega prime和Creator建立了导弹攻击目标的三维视景仿真系统中所需的三维实体模型、地形模型、天空、海面、雪地和碰撞等特殊效果并对其进行优化处理。依据导弹弹道解算模型实时解算导弹弹道参数,通过人机交互界面实时显示导弹飞行的位置和姿态,实现了导弹攻击目标的可视化仿真。     

运用AHP和云重心评价法的弹道导弹威胁评估

弹道导弹技术的发展和应用,对我国的安全环境造成了严重的威胁,合理地运用科学方法对弹道导弹威胁进行评估,可为我国的弹道导弹防御系统的发展和建设提供辅助决策的科学依据.通过确定弹道导弹威胁评估指标集,综合AHP和云重心方法的有关知识,建立各指标的云模型及其多维加权综合云的重心表示;应用云重心评价法给出威胁度的定量评估值,结合实例分析得出：该方法评估弹道导弹威胁可减少人为主观判断引起的偏差,具有可操作性.     

反坦克导弹初始段弹道分析

以弹道学和导弹飞行力学为依据，对反坦克导弹初始段弹道的初速、射角及稳定性进行了分析计算，提出了提高反坦克导弹初始段弹道稳定性及如何改善初始段的弹道散布的方法。