测量弹丸姿态角的方法探讨

提出了利用地磁方位传感器和十字型ＣＣＤ器件（或光电二级管阵列）的太阳方位传感器合成，借助高Ｇ遥测设备，测试弹丸飞行姿态角及着地姿态角，文中，经过推导计算及证明，姿态角由偏航角和俯仰角给出。     

测量弹丸姿态角的方法探讨

提出了利用地磁方位传感器和十字型ＣＣＤ器件（或光电二级管阵列）的太阳方位传感器合成，借助高Ｇ遥测设备，测试弹丸飞行姿态角及着地姿态角。文中，经过推导计算及证明，姿态角由偏航角和俯仰角给出。     

滑翔增程火箭弹的飞行姿态控制方法研究

为了解决滑翔增程火箭控制过程中攻角在很短的时间内急剧增大的问题，提出了一种通过加入阻尼环节减小攻角过冲的控制方法，从而使火箭弹的攻角慢速增加至所需攻角，避免了攻角的振荡现象。文中导出了舵机控制过渡的动力学方程，给出了控制环节参数的确定方法以及该控制方法的数值仿真结果。仿真结果表明：采用该方法后．控制弹道过渡过程的攻角过冲减小了80％。     

射流着角对其侵彻能力的影响

采用试验和简化理论分析相结合的方法，研究了射流着角对其侵彻能力的影响。结果表明，对钢和玻璃钢二种不同质的材料，射流着角的影响也不同。前者，随着着角的增大，射流的侵彻能力减少，而玻璃钢则相反。其原因是射流着角的影响不单是几何学的，而且与靶板材料的性能有关。从而为复合装甲的设计提供了新的思想。     

无人机任务设备/飞机综合控制的建模及仿真

现有的无人机目标跟踪系统飞机控制和任务设备控制是互相独立的，当飞机作突然的角运动时，会导致稳定平台及其上的任务设备抖动，是导致丢失目标的主要原因。文中通过坐标变换，推导出飞机角运动与稳定平台角运动之间的关系，建立了双轴陀螺稳定平台在考虑飞机角运动干扰时的综合控制模型，从而为综合控制系统设计奠定基础。     

目标视线斜入角对雷达系统定向性能的影响

本文根据比相式单脉冲雷达测角原理，分析了目标视线斜入到雷达导引头天线口径面上时，斜入角对天线测角性的影响，描述了比相式单脉冲天线和差器三路输出信号的数学表达式。     

光电经纬仪外场测角精度校准新方法

为了对野外站点经纬仪测角进行校准，提出了拍摄方位标的外场静态测角精度校准方法。阐述了飞行试验外场动态测角精度的校准方法，分别对大地方位标、GPS测量真值及测量数据进行了不确定度评定，给出了测量数据及测量结果的合成不确定度，为光电经纬仪外场测角精度的校准提供了新方法。     

弹道修正弹滚转角辨识系统模型与误差分析

建立了航用弹道修正弹滚转角辨识系统数学模型，利用向弹上引信装定的初始信息及磁阻传感器探测到的地磁信息，使用滚转角解算算法求出滚转角。对理想弹道条件下的误差进行分析并通过实例进行仿真，验证该滚转角辨识系统可有效辨识出弹体滚转角，在给定条件下能达到较高精度，误差基本在弹丸实际使用的允许范围之内。     

引信最佳起爆角模型的误差分析

首先建立了引信最佳起爆角模型及其误差分析模型；其次讨论和分析了影响起爆角散布的因素以及如何定量估计散布大小。其意义在于采用变换参数和求起爆角散布最大值法，简化了起爆角散布与模型输入参数之间的关系分析，对于引战系统的总体设计和引信利用制导信息进行最佳起爆角控制的误差分析具有实际意义。     

复合制导空空导弹快速分析仿真

本文给出了一种建立复合制导空空导弹快速分析仿真的三自由度数学模型的方法，给出了建立这种数学模型的简化条件，中制导利用目标信息的方法，拟合自动驾驶仪等效时间常数的方法，导弹机动过载的限制方法，这种数学模型虽然是导弹质心运动的数学模型，但它可以计算平衡状态的攻角，侧滑角，总攻角和气动滚动姿态角，从而可较准确地计算导弹的气动阻力，这种数学模型适用于复合制导空空导弹的快速分析仿真，也可用于只有末制导的空空     

弹丸膛内运动姿态实时测量系统

弹丸在膛内攻角的变化及其影响因素是发射动力学研究的重要内容，而测量弹丸攻角变化是实现此项研究的前提，最后研究成功的一种专门测量弹丸膛内运动姿态变化的实时测量系统，其构成及测量原理做了介绍，该系统在保证有足够量程的前提下，具有测角灵敏度的高精度和高采样频率，并实现了实时测量，最后提供了实弹射击试验和由此得出的弹丸膛内运动攻角变化曲线和炮管振动曲线。     

一种适用于靶弹落角约束的偏置比例导引律

针对比例导引等传统制导律在实现靶弹大落角约束时存在的各种局限性，利用已有研究成果，将一种偏置比例导引律成功应用于靶弹的大落角约束问题，并结合靶弹的研制和使用特点，提出了制导律的工程化方案。根据弹目相对运动学模型，采用理论推导方法，得出了靶弹弹道期望落角与需用偏置量之间的函数关系，表明了制导律的可行性。采用弹道仿真的方法，研究了制导律的制导性能。结果表明，导引律在最大需用过载、制导精度、落角精度等关键制导性能方面符合靶弹要求，适用于靶弹的大落角约束问题。     

不同锥角和楔角对锥形和线形聚能装药射流的影响

文中阐述了锥形和线形聚能装药各自射流形成的机理，运用有限元软件Lsdyna 2D，对锥形聚能装药和线形聚能装药的射流形成过程进行了模拟．比较说明了两种装药结构形成射流和杵体的不同。并且通过改变锥角和楔角来研究它们对射流的影响，结果显示锥形罩锥角和线形罩楔角对射流形状及速度有着重要的影响。     

超音速弹丸最佳尾锥角的确定

用近似方法分析了超音速弹丸尾部和底部流动，在前体外形不变的条件下，得到了最佳尾锥角与弹丸超音速飞行区间的关系式。质点弹道计算结果表明，最佳尾锥角的确定方法是合理和有效的，而且尾锥角选取的差异将会引起射程等弹道参量的显著变化。     

预置舵角对跨介质航行体入水尾拍运动影响试验

为研究预置舵角对跨介质航行体高速入水过程尾拍运动特性的影响，搭建高速入水试验平台并设计带有内测单元的试验模型，开展入水角为20°时不同预置舵角下跨介质航行体高速入水试验研究。采用高速摄像机记录入水空泡，同时由内测单元测量航行体的运动参数和表面压力，分析预置舵角对跨介质航行体高速入水过程中空泡发展特性、入水运动特性以及表面压力的影响规律。试验结果表明：跨介质航行体入水过程中先后经历滑行运动阶段和尾拍运动阶段，尾拍形成的法向过载最高可达滑行产生法向过载的2倍；入水距离约5倍航行体长度时，入水空泡形成闭合，泡内压力在闭合前后呈先降低后增大的变化趋势；入水空泡闭合时，随着预置舵角增大，形成的附体空泡与主体空泡发生分离，在预置舵角为10°时，空泡尾流出现双涡管现象；预置舵角越大，跨介质航行体入水转平/偏转能力越强，当形成单侧尾拍运动后，航行体爬升效率提升。     

飞航导弹垂直发射的大攻角抑制方法

垂直发射不可避免要遇到大攻角问题．参考弹道导弹的控制方法，建立了一组较完整的控制模型，并应用反馈线性化理论和变结构控制理论进行控制器设计．在此基础上讨论了程序俯仰角对大攻角的影响，并验证了用程序俯仰角抑制大攻角的可行性．     

两步非线性最小方差法在微机械陀螺测量火箭弹自旋角中的应用

火箭弹自旋角的测量是火箭弹姿态角测量中的关键。因为火箭弹的自旋角速度较高，所以陀螺杆度因子的微小变化将引起自旋角度很大的测量误差，使测量结果失去意义，为了克服标度因子变化带来的影响，本文首先将标度因子扩展为状态变量，然后利用Haupt提出的两步非线性最小方差估计器将其估计出来，仿真结果表明，当标度因子的漂移小于0.5%时，能对自旋角进行较好的估计。     

提升水下角反射器声反射性能的泡沫塑料夹层方法

常见的金属板角反射器水声目标强度及散射稳定性均不理想，为此，根据水-反射层声阻抗失配原则，提出利用低阻抗泡沫塑料夹层提高角反射器声反射性能的方法。设计水下聚氨酯泡沫夹层板，计算其声反射系数，并从频率、入射角度等方面与单层金属板声反射性能进行对比；在此基础上，构建一种新的聚氨酯泡沫夹层角反射器，并针对水下角反射器的凹形浸水薄壁结构，采用有限元软件ANSYS结合声学软件SYSNOISE，对水下泡沫夹层角反射器与金属板角反射器的声散射特性进行仿真计算和对比；在消声水池对两种角反射器声反射性能进行对比实验。研究结果表明，在同样边长条件下，聚氨酯泡沫夹层角反射器比金属板角反射器具有更优的声反射性能，其目标强度及散射稳定性均优于金属板角反射器，证明了该方法的有效性。     

旋转稳定弹弹道计算模型及软件研究（三）：一个新的无控旋转弹弹道计算刚体六自由度模型

提出一个新的无控旋转弹弹道计算刚体六自由度模型（R6D），引入了全攻角空速坐标系（TAWCS）和全攻角弹体坐标系（TABCS），使大攻角气动力及力矩的投影关系得到准确刻划；给出了与四自由度模型（4D）所定义攻角的换算公式。本文的R6D已与SRC LO BS连接，共享其优点。本文的工作使得不同弹道模型之间真正具有了计算可比较性，R6D成为一个考核标准。     

弹丸攻角测量误差分析

采用数字模拟方法，分析了地炮弹丸攻角姿态的测量误差对弹道特性及射表精度的影响，并通过对某弹丸计算结果的分析，提出了地炮弹丸攻角测量误差的要求