弹道导弹极限能量弹道的求解与仿真

弹道导弹的弹道运动可以看作是导弹绕地心质点的二体运动,在经过发射点到落点的多个椭圆弹道中,发射速度最小的弹道称为最小能量弹道。一般来讲,随着发射速度的增大弹道落点速度和俯角都会增大,因此较高的发射速度可以提高导弹的末端突防概率。在椭圆轨道扁心率与轨道参数关系的研究基础上,研究提出了极限能量弹道轨道根数的求解方法,并进行了仿真开发和实现。理论和仿真结果证明了依靠提高发射速度来增大落点速度和俯角推断的正确性。     

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.     

弹道导弹的雷达探测系统仿真

该文根据弹道理论建立了雷则弹道导弹的仿真模型,并对雷达跟踪的导弹弹道数据进行了处理,预报了它的落点范围,并与理论落点进行比较,给出了落点精度。仿真结果表明：雷达对导弹的探测数据经过一数据处理,所得到的落点比较精确。     

潜射运载器尾部分离体水下运动仿真

"干"发射潜射导弹运载器在出水后尾部分离体的运动对潜射导弹发射安全性至关重要。针对分离体的回落砸艇问题,为了研究分离体的下沉过程,减小砸艇概率,建立了潜射导弹运载器尾部分离体的运动数学模型,以弹器分离前的姿态为分离体的初始参数,在Matlab框架下对分离体水下运动弹道进行了仿真,分析了尾部段分离体在水中的下落过程,获得了尾部段分离体姿态角及角速度等参数的变化规律,得出了尾部分离体在水下的运动规律。结果表明,尾部分离体运动的初始阶段为不稳定状态,分离体的初始运动姿态对其弹道分布有很大影响。研究结果可以对分离体落点进行有效的预估,也可作为相关研究工作的参考。     

非标准气象条件下空地导弹高抛弹道仿真研究

为研究非标准气象因素对导弹运动特性的影响,将大气运动基本方程组同经典弹道模型相结合,建立非标准气象条件下的高抛弹道模型。同时给出大气运动基本方程组易于编程计算的数值解法,采用变步长的四阶龙格库塔数值积分算法,联立大气运动基本方程组求解空地导弹的动力学方程和运动学方程,得到非标准气象条件下导弹弹道的落点坐标(205 65.8,0,-1 389),结果证明了在不同气象条件下导弹的飞行轨迹不同。使用仿真软件STK、卫星工具包可视化三维建模模块实现了某空地导弹从发射至目标攻击阶段的视景仿真,获得了逼真的效果。     

基于Matlab的三维动态弹道仿真研究

导弹仿真研究是设计和改进导弹性能的一种重要手段.鉴于目前大多数文献都只给出了目标在二维平面内作平直飞行的理想追击情况,缺乏实用性,采用比例导引法,把三维追击轨道分解到两个二维平面上分别导引,并充分考虑到目标的机动性对弹道的影响,用MATLAB软件编写程序模拟出导弹实际追击的三维变轨弹道,绘制出分运动和合运动中各参数的变化曲线.最后比较了不同的追击速度和不同的导引系数k对弹道特性的影响,考虑到导弹实际飞行时受需用法向过载的制约,导出了导引系数k应满足的普遍公式,提出了对实战具有一定参考价值的建议.     

外弹道可视化仿真研究与实现

当前对于炮弹外弹道的研究主要以数据处理分析为主,缺乏以动态实时直观的仿真方式对外弹道进行分析和处理。在介绍了外弹道数学模型,分析了各种数值仿真方法的基础上,通过构建基于OpenGL的三维视景仿真环境和基于Matlab的二、三维坐标轴,实现了基于数值仿真实时驱动的弹道可视化仿真平台,借助此平台对炮弹的飞行轨迹、实时运动姿态及落点散布进行了仿真验证和分析,得到了不同风速对炮弹飞行轨迹的影响程度。     

导弹运动方程求解策略研究

研究导弹求解优化问题,针对提高弹道仿真程序的适用性,研究了导弹运动方程的自动求解问题.鉴于目前大多数弹道仿真程序或软件都是针对特定对象编制的,缺乏通用性和移植性,根据导弹运动方程特点,提出一种关于非线性方程组的自适应求解策略.算法以4类参数集描述导弹运动方程,通过自动排列方程求解顺序并对其求解,实现了导弹运动方程求解的自动化.仿真结果表明,改进方法可较好适应于各类弹道仿真计算,对提高弹道程序通用性具有重要意义.     

制导工具误差评价方法研究

针对目前制导工具误差评价和落点精度评定的方法中存在的缺陷,提出了基于环境函数法和弹道仿真法的制导工具误差综合评价方法,推导了制导工具各单机单项性能指标与导弹落点精度的函数关系式和交叉耦合关系式。仿真结果说明本方法可行有效,可以对制导工具误差进行更全面的评价。     

侦察评估子弹落点散布仿真研究

导弹子母战斗部侦察评估子弹是战场实时侦察的重要手段之一,其落点散布直接影响侦察图像获取的质量和毁伤评估的准确性和有效性.运用动力学建模的原理和方法,建立了侦察评估子弹弹道动力学模型,重点是成像平台下落段弹道动力学模型.通过对侦察评估子弹落点散布影响因素的分析,选取了对其影响较大的两个因素--抛射高度和随机风,运用仿真平台,通过数值模拟的方法,进行仿真试验和结果分析,得出了侦察评估子弹落点散布随抛射高度、随机风等因素变化的曲线.这一结论为侦察评估子弹系统的研制和作战运用研究提供了科学数据.     

弹道导弹飞行弹道的三维仿真

该文介绍运用外部建模工具建立地球和弹道导弹的几何模型,生成相应的贴图坐标,利用OpenGL图形接口模块完成三维的地球运动体仿真,并根据贴图坐标建立地球空间直角坐标系,在此基础上利用弹道导弹飞行弹道、火力圈、防御区域等的计算数据,通过建立的发射坐标系、地心直角坐标系和模型坐标系转换关系,将数据以三维立体形式显示。该方法突破了以往导弹（卫星）轨迹以地图平面投影形式进行二维显示的局限性,具有很强的直观性和交互性。     

大深度无动力运载器上浮弹道特性研究

研究无动力大深度布放导弹运载器出水动态优化问题,在姿态角、速度和角速度等参数满足一定性能指标要求时,能使导弹和运载器成功安全分离。由于无控制上浮弹道受几何外形、海流、海浪及发射速度等因素影响,使上浮特性不清。为此利用运载器流体动力参数,建立运动数学模型,研究运载器弹道,并在CFD软件上进行仿真,重点分析了运载器壳体长细比、鳍板展弦比和发射速度对弹道参数影响规律。结果表明,出水俯仰角随长细比和发射速度减小而增大,展弦比和发射速度对出水合速度影响较小。研究结果可以为导弹运载器外形和弹道设计提供一定参考。     

天基动能武器拦截轨道的确定方法研究

针对天基动能武器速度增量大、拦截时间小的特性,提出了一种新的确定预测拦截点的方法.对已有的拦截轨道确定方法进行了改进,首先从已知的椭圆轨道上选取两点及其间隔时间,再用两种不同的迭代算法来求解半通径以获得轨道参数.然后通过仿真对比,分析了改进方法与原有方法的优缺点和适用性.验证表明改进方法迭代次数较少,耗时较短,特别是在所求椭圆轨道偏心率较大和已知点的位置与所要求的半通径相差较大时,迭代次数更小,能够较好地适用于天基动能武器拦截轨道的确定.     

某型导弹几种典型干扰的建模与仿真

飞行过程中存在的各种干扰会使导弹偏离预定弹道而影响其精度,对各干扰因素进行合理建模及仿真很有必要;为了研究典型干扰对某型导弹弹道的影响,建立了该型导弹六自由度标准弹道模型,介绍了其飞行过程中存在的质量及转动惯量偏差、发动机推力偏心、风干扰等几种干扰并建立了偏差模型;根据实际要求针对极限拉偏情况进行了仿真试验,结果表明,该型导弹姿态角主要受风干扰影响,位置受推力偏差的影响较大,而质量及转动惯量偏差对弹道参数影响不大。     

基于Modelica的弹道导弹三自由度仿真

基于面向对象思想在Modelica语言平台上开发了弹道导弹三自由度仿真系统。在导弹三自由度动力学模型基础上,通过系统分解、功能实现和系统搭建3个步骤建立了Modelica语言平台上的仿真模型。所建立的仿真模型充分利用了Modelica语言的优势,具有较好的通用性和灵活性。最后,将建立的Modelica仿真模型与相应的C＋语言版本仿真系统进行了对比,结果表明全弹道仿真的结果位置误差在10m以内。     

舰载机前起落架突伸的动力学响应分析

为研究舰载机前轮拖拽弹射起飞技术,基于多体系统动力学理论,建立模拟舰载机前起落架突伸的4自由度多体动力学模型,推导出系统的动力学微分方程.利用该模型,用数值方法仿真舰载机前起落架的突伸运动,得出突伸过程中舰载机的重心位置、俯仰角和前起落架空气弹簧力等参数的动态响应特性.仿真结果可为舰载机及其起落架设计提供参考.     

弹道导弹再入机动弹道设计研究

具有再入机动能力是现今导弹发展的主要方向,而研究机动变轨对提高导弹作战能力的作用效果,首先要在设计研究再入机动弹道的基础上开展.在建立空间再入机动弹道数学模型的基础上,从保证末速最大的要求出发,利用最优控制原理和数值分析进行了最佳再入机动弹道设计,并基于Visual C 编程软件进行仿真计算.结果表明,设计方法可行,验证了模型的正确性和所作近似的合理性.通过图例可以看出机动弹道可大大提高导弹的突防能力和生存能力,具有攻击复杂地形目标的能力.     

基于椭圆轨道的星载SAR面目标原始数据模拟

提出了一种基于椭圆轨道的星载SAR面目标原始数据模拟的方法。首先通过建立椭圆轨道的卫星平台和地球上目标的运动模型,求出卫星平台与目标的距离变化规律,并分析了这个距离与由其它模型得到的距离的不同及其对方位向压缩成像的影响。然后给出了面目标的原始数据模拟的方法,详尽地描述了整个模拟过程。最后给出并分析了原始数据压缩的方法及成像结果。
     

On payload insertion to the given point

Consideration was given to the problem of optimal program control of the launcher vehicle of the “Soyuz-2” class for insertion the maximal mass to the given neighborhood of a point on the near-earth elliptical orbit, as well as the problem of estimating the set of reachable orbit points. Two kinds of numerical algorithms were developed and realized. The results of numerical modeling and, in particular, determination of the points by two methods were presented.