基于章动运动理论的火箭弹锥形运动稳定性分析

基于自旋弹体短周期力矩投影的动力学方程,建立了以弹体摆动章动角和进动角为变量的弹体锥形运动的非线性数学模型,通过引入广义章动角及进动角速率,使难以用解析手段处理的非线性模型转换成可解析的一般模型。根据线性化模型分析了弹体章动及进动运动的相互关系,给出了自旋弹体章动运动稳定性条件。对非线性模型,研究了章进动运动对弹体锥形运动极限环的作用,给出了弹体锥形运动稳定时自旋弹体章动角度及进动角速度应满足的解析关系。     

基于弹载地磁测试的高速旋转稳定弹锥形运动分析

为了研究高速旋转稳定弹丸在飞行过程中的锥形运动规律,采用弹载地磁姿态测试方法,通过分析当地地磁矢量、弹丸速度矢量及弹轴地磁测试分量间的角度关系,构建高速旋转弹丸角运动规律及参数的测试模型。给出弹载地磁测试的试验方法,构建测试平台及相应的标定与校正设备,通过试验测试获得了地磁测试数据,完成了地磁测试数据的信号滤波与姿态解算,得到弹丸锥形运动的轨迹曲线。结合弹丸角运动模型对测试弹丸的角运动过程测试结果进行分析,进一步分解得到了弹丸进动、章动运动规律。分析结果表明弹载地磁测试与弹丸角运动模型可以相互支撑,能准确揭示高速旋转弹锥形运动的规律。     

弹丸锥形运动对半捷联稳定平台稳定性的影响分析

为解决弹丸锥形运动的存在导致半捷联稳定平台摆动角速率增大的问题,对带动稳定平台发生摆动的轴承摩擦力矩变化规律进行分析。以SKF轴承摩擦力矩计算模型为基础,用龙格库 塔法对弹丸锥形运动情况下的轴承摩擦力矩进行仿真,结合文献［1］分析的稳定平台工作原理得到锥形运动情况下半捷联稳定平台摆动角速率的理论值。为了对理论分析验证,进行了地面半物理试验,将试验数据与理论仿真数据的频谱分析结果对比,发现二者都存在频率与幅值相一致的高低频段角速率,且低频角速率的频率恒定,高频角速率的频率与弹丸滚转角速率的频率一致。从而说明半捷联稳定平台摆动角速率的增加是由于弹丸锥形运动导致稳定平台俯仰角以及轴承所受压力发生变化,引起轴承摩擦力矩随弹丸滚转角速率同频变化,最终使稳定平台叠加高频角速率所致。     

基于高速摄像弹道跟踪原理的弹丸章动角测试方法

弹丸章动角是影响火炮射击密集度的重要因素之一,一直是火炮研究领域的热点问题。为得到弹丸出炮口段附近弹丸章动角测试结果,采用基于高速摄像的弹道跟踪法开展弹丸章动角测试方法研究。利用高速数字摄像机和弹道跟踪架建立弹道跟踪系统,记录弹丸飞行轨迹图像,借助于图像分析软件获得弹丸上下章动角测试结果。采用弹道跟踪系统对某火炮弹丸进行实例验证,得到弹丸出炮口段附近弹丸上下章动规律,各发弹丸之间弹丸章动角数值分散性较大,第1发弹丸章动角最大值为-5.2°. 研究结果表明,弹道跟踪法是获取弹丸章动角测试结果的理想方法。     

带扰流片旋转稳定弹动态稳定性

为发展一种新型弹道修正弹,以带扰流片旋转稳定弹为研究对象对其进行动态稳定性分析。推导带扰流片旋转稳定弹的动力学模型并简化得到其非齐次角运动方程,求得攻角在阶跃激励下的瞬态响应和稳态响应解析解。根据非线性角运动方程分析旋转弹结构参数、飞行参数和气动参数对系统分岔特性及稳定性的影响,通过数值计算分析带扰流片旋转稳定弹的修正能力。结果表明：求得的攻角解析解具有较高的精度;气动参数对动力学系统平衡点的稳定域影响较大;扰流片的控制效率很高。研究结果为带扰流片旋转稳定弹的结构参数设计提供了参考。     

火箭弹锥形运动稳定性分析

根据滚转火箭弹的动力学方程,给出了在弹体坐标系下无控低速滚转火箭弹在被动飞行段的锥形运动方程组。对方程进行线性化,采用里雅谱诺夫一级近似方法,得出其系统稳定性方程。由Hurwitz判别准则,找出,删向力矩对系统稳定性的影响。结合实际算例验证侧向力矩对火箭弹锥形运动的影响并通过仿真得到临界转速和临界锥角。     

单通道控制旋转弹角运动的复分析方法

针对单通道控制旋转弹存在气动力不对称,无法直接采用解析方法分析其锥形运动稳定性的不足,研究了其角运动模型和角运动复分析方法.通过在系统矩阵的不对称气动力项中引入比例因子,构建了单对称μ系数模型和对应的复攻角运动模型,并利用复分析方法对无舵偏、固定舵偏及正弦式舵偏情况下的角运动特性进行解析求解.对比分析单通道控制旋转弹的...     

旋转装液弹丸进动时腔内液体作用力矩的数值解

求解了调整旋转装淮弹丸进动时腔内液体对弹体作用力矩的数值解。建立了非惯性坐标下液体运动三维形式的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，应用有限差分方法，求得不同粘性液体在不同的攻角和转速下有空内液体流场和作用于弹体的力矩。本文的处理方法和计算程序对装液弹飞行稳定性分析有重要作用。     

固定翼双旋弹动力学特性分析

固定翼双旋弹作为一种特殊的弹道修正弹,在飞行过程中其前体弹道修正引信（CCF）和后体以不同转速绕弹轴旋转。根据固定翼双旋弹气动不对称的特性,推导出固定翼双旋弹的动力学模型,经过模型简化,得到其非齐次角运动方程,根据这个角运动方程对角运动特性和飞行稳定性进行了分析。结果显示：当CCF转速固定时,转速的大小和滚转的方向都会影响弹体的角运动特性,由于弹体的共振,不合理的转速可能引起角运动的不稳定;当CCF转角固定时,弹体可以获得与CCF的鸭翼安装角近似呈正比的弹道修正能力。对固定翼双旋弹的飞行稳定性判据进行了研究,飞行稳定性判据为固定翼双旋弹前后体转速和初始射角的设计提供了参考。     

固定鸭舵修正弹非线性与非定常气动数值模拟

为准确获得某固定鸭舵修正弹的气动特性,利用CFD数值计算方法对该弹的流场进行数值模拟,采用密度基隐格式与滑移网格技术,计算弹丸在静态、转动和慢圆运动下各项力和力矩的气动系数。仿真结果表明:该弹的升力系数与俯仰力矩系数的非线性气动特性与一般旋转稳定弹不同,俯仰力矩系数非线性项在亚声速区域为正值,超声速区域为负值; 该弹修正组件所受导转力矩系数在跨声速段随攻角的变化较为剧烈,在非跨声速段的变化较为平缓; 全弹的升力和俯仰力矩与修正组件滚转角、全弹进动角和进动速率都有关。     

非旋转弹外弹道绕质心运动引信受力分析

为给引信安全性设计提供准确的外弹道力学环境,应用刚体动力学理论建立了非旋转弹外弹道上绕质心运动数学模型,得出了引信零部件因弹丸外弹道绕质心运动产生的惯性力轴向分量和径向分量计算公式,进一步简化后给出了工程实用计算公式。分析结果表明,引信零部件因弹丸外弹道上绕质心运动而产生的惯性力径向分量最大值与轴向分量最大值的比值是最大章动角,并且其中一个取极值时另一个接近于0,因此,在分析引信零部件因弹丸绕质心运动惯性力极限值作用而运动时,可以不考虑该惯性力产生的摩擦力影响。     

旋转对称目标章动参数全极化测量研究

弹头目标运动特征的提取是真假目标识别的前提,其中章动参数是描述弹头运动特征的关键参数。基于全极化散射矩阵测量,提出了章动参数估计方法。给出了自由段弹头的章动特征和旋转对称弹头的极化散射特性,提出了全局搜索—反馈线性最小二乘章动参数估计方法,利用该方法可以得到章动周期、章动角和章动轴与视线夹角等参数。给出了仿真结果,验证了章动参数全极化测量方法,并分析了噪声条件下测量性能。该方法在弹道防御真假目标识别领域中有很好的应用价值。     

弹箭滚转姿态地磁测角仪的卡尔曼滤波算法

为降低地磁测角仪测量地磁场矢量信息解算弹箭滚转姿态角误差,文中运用卡尔曼滤波算法对弹体滚转角进行估计.通过对火箭弹滚转角速度变化规律的分析,用二阶近似表达弹体滚转运动规律作为卡尔曼滤波算法的系统方程,以磁场强度与数字量输出之间的非线性关系作为卡尔曼滤波算法的量测模型.通过实验仿真分析结果表明,滤波所得弹体滚转角、滚转角速度精度满足弹道修正弹要求,可用于弹道修正弹药被动段的弹道控制.     

基于无陀螺惯性测量装置考虑全加速度计安装误差时弾丸姿态优化算法研究

研究了存在安装误差时基于加速度计比力信号解算高自旋弹丸角速度和姿态角的方法。设计了一种十二加速度计配置方案,建立了存在安装误差时的角速度解算数学模型,采用非线性最小二乘法的阻尼高斯牛顿法研究了算法精度。结果表明该方法能有效抑制安装误差,精度高,具有工程应用价值。     

基于薄膜式磁传感器的转速测试新方法研究

目前转速测量的方法通常采用雷达法和光学高速摄影法,但其测量方法成本高、不能实时显示数据.因此设计了内测法测量弹丸的转速,将测试装置放置在弹丸内部,利用薄膜式地磁传感器切割磁感线产生感应电动势来反应弹丸的转速变化,并提出了处理转速的新方法——中心点处求法.通过多次实验,验证了该系统的可行性,与现有方法相比,测得结果误差小、精度高,对今后研究弹丸的章动参数都有很高的参考价值.     

空气动力非对称弹丸大攻角旋转共振运动研究及应用

弹丸旋转时,空气动力非对称会对弹丸的角运动产生周期性的强迫干扰,在一定条件下,可以形成弹丸纵轴相对于速度矢量成一定角度的旋转运动,这种旋转运动可用于实现无伞末敏弹的稳态扫描。在考虑弹丸所受非对称空气动力与其他力和力矩的前提下,建立了弹丸的运动微分方程,推导出了复数形式的攻角方程。以攻角方程为基础,探讨了弹丸形成稳定旋转共振状态的条件。针对某空气动力非对称弹丸进行了仿真计算,结果表明：空气动力非对称弹丸在一定条件下可以形成旋转共振运动,为无伞末敏弹的气动设计提供了理论参考。     

转管炮旋转发射惯性对弹丸起始扰动的影响分析

研究转管炮发射时身管旋转所导致的惯性力、科氏力对弹丸起始扰动的影响,建立了同时考虑弹丸旋转惯性力和科氏力的半约束期内起始模型,估算了身管旋转发射时运动弹丸的偏角变化规律,结果表明旋转离心力和身管组半锥夹角导致的科氏力对弹丸起始扰动的影响,弹丸偏角随身管转速的增加而线性增加,特别是高转速时,由切向速度所引起的弹丸的偏角更大.这为转管武器的射击精度研究提供了参考.     

脉冲修正弹转速的变化规律

为研究弹道修正过程中弹丸转速的变化情况,在建立脉冲修正弹角运动方程组的基础上,分析了转速变化的影响因素,推导了脉冲修正后弹丸的平衡转速.根据修正弹道的特点给出了脉冲结束后弹丸转速的变化规律.研究表明,脉冲作用的径向偏心是造成弹丸转速大幅变化的主要原因,转速变化的剧烈程度与脉冲冲量大小、径向偏心距及脉冲发动机工作个数有关...     

基于地磁与卫星组合的高旋弹丸滚转角高频测量及系统误差计算研究

为了研究地磁与卫星组合测量的系统误差并提高其测量频率,利用高旋弹丸的飞行特性,建立了基于小攻角及单轴旋转假设的弹丸滚转角及其角速率的高频测量方法,并推导了其滚转角及其角速率计算的系统误差方程。通过建立以俯仰角为变量的仿真模型,完成了组合测量系统在全域范围内实时变化的系统误差计算。经6自由度(DOF)外弹道仿真验证,在排除弹轴与地磁矢量的较小夹角区域后,其整体滚转角误差小于±5°,角速率误差小于±5°/s. 在中小射角发射条件下,地磁与卫星组合的滚转角计算方法能够满足高旋弹丸的高频高精度的滚转角测量。     

Guidance Law Design Under Impact Angle Constraint Based on Nussbaum-type Gain Technique

Aiming at the guidance problem under impact angle constraint for homing missile against ground targets,a new adaptive robust nonlinear terminal guidance law was proposed in this paper.According to nonlinear kinetic relationship between the missile and target in vertical plane,a mathematic model was formulated while the motion of target and the system structure perturbation were regarded as limited disturbances.Based on the ideas of zeroing the rate of line-of-sight(LOS)angle and the impact angular tracking error,a nonlinear control strategy was contrived to obtain adaptive robust guidance law by adopting Nussbaum-type gain technique under a desired impact angle.The stability of guidance system in finite time is strictly proven by using Lyapunov stability theory.Finally,the numerical simulation verifies the effectiveness of the proposed scheme.