由火箭一级飞行弹道分析底部力等动力参数

以某液体火箭一级飞行为例,分析火箭在穿越大气飞行段所受到的综合外力情况;通过建立力学模型,完成对发动机推力及大气阻力等飞行参数的弹道特征辨识。分析结果表明,该液体火箭存在随飞行高度变化的附加底部力。     

自由飞行火箭的动态稳定性

对自由飞行火箭所做的气动弹性稳定性分析中，考虑了几种缺陷因素的跟随力效应。研究了推力、滚动速率和火箭柔性之间的耦合。分析结果可用于自由飞行火箭结构和气动设计准则的研究。还简要论述了火箭稳定性对于缺陷的敏感性问题。     

用于空空导弹的激光起爆系统

ＭＣＤ Ｏｎｎｅｌｌ Ｄｏｕｇｌａｓ导弹系统公司已研制出一种用于空空导弹的激光点火系统。激光点火子系统设计所用的激光器模件，驱动电子件，光纤及烟火剂具有可试验的特征。已经制造出几种激光点火子系统，并能用于热电池实验，火箭冲压式喷气发动机总体实验，及作为飞行控制子系统的一部分，并入到火箭发动机飞行实验器总体中。     

火箭弹附近大气参数辨识系统的研究

研究了利用雷达实测数据对沿火箭飞行弹道的大气参数进行辨识和外推落点的方法，进而提出了一个对效力射诸元进行修正的方法。在此基础上，对软件系统进行了设计。最后通过仿真试验，分析了系统的准确性。     

火箭弹道附近大气参数辨识系统的研究

研究了利用雷达实测数据对沿火箭飞行弹道的大气参数进行辨识和外推落点的方法，进而提出了一个对效力射诸元进行修正的方法。在此基础上，对软件系统进行了设计。最后通过仿真试验，分析了系统的准确性。     

利用整流罩抛离信息的火箭二级飞行参数辨识

运载火箭二级飞行段主机推力、游机推力、综合比冲、质量流量、火箭二级飞行初始质量参数间存在交联关系,不能同时进行辨识.采用四步骤辨识方法,以整流罩抛离激励时刻为分界点分别使用输出误差法,利用抛罩产生的火箭质量突变信息求解出推进剂质量流量,进而得到其它参数.仿真结果验证了方法的有效性.     

CZ-2E火箭高空风弹道修正

高空风引起的气流攻角对火箭飞行中的气动载荷和飞行环境有较大的影响,这种影响有时可造成火箭飞行失败。为尽可能地改善火箭的飞行条件,在弹道考虑上,可采用降低飞行中气流攻角的弹道设计方案－以高空弹弹道修正法来降低飞行中的气流攻角,主要介绍高空风弹道修正的原理和方法方法以及相关的计算模型。     

法尔肯-1火箭第2次发射被推迟

法尔肯-1火箭在进行静态点火试验前的最后检测时，推力矢量控制系统中用于俯仰控制的作动器出现问题，因此第2次发射可能被推迟。由于该部件在本次静态点火试验中不会被用到，所以专家们决定继续对其进行点火试验，以获得发动机点火、发射台声振、整个系统状态的相关数据。试验后，火箭将被送回检测厂房，再对故障部件进行彻底检查。此次发射原计划于1月21日从太平洋的夸贾林环礁发射场发射升空，为美国国防预先研究计划局（DARPA）进行一次验证飞行。为按计划进行法尔肯-1火箭的第2次发射，SpaceX公司于1月16日完成了飞行准备就绪评审，并进行了发射前1min倒计时的水试。火箭与地面系统均处于适于飞行状态。     

姿态稳定控制在无控火箭上的应用研究

将反坦克导弹采用姿态稳定控制有效地减小导弹在无控飞行段偏差这一成果应用到无控火箭上，并利用推导出的火箭扰动运动状态方程的解的模型，对如何减小火箭的初始扰动角速度，横风及发动机推力偏心力地角偏差的影响进行了分析。     

DC－X火箭完成飞行试验

ＤＣ－Ｘ火箭完成飞行试验麦道公司的ＤＣ－Ｘ火箭于今年５月１６日在白沙靶场恢复飞行试验之后，于６月１２日和７月７日又进行了两次飞行试验。原计划在７月７日试验后于当天或７２ｈ之内接着进行一次飞行试验，以检验火箭的快速返场能力，由于７月７日的试验使火箭壳体...     

航空炸弹飞行中的风场辨识

为实现航空炸弹飞行中的风偏修正,提出了一种基于位置矢量合成关系的风场辨识方法。文中首先建立了制导炸弹系统仿真平台以及可用的简化风场模型,其次推导了具体的辨识步骤,从而仅根据飞行中的弹道偏差得到了实时的风场信息,为弹道风偏修正提供了可靠数据。最后通过数字仿真,验证了采用该方法进行飞行中的风场辨识是合理有效的。     

多目标优化方法辨识伞弹弹道参数

采用状态重构、多目标优化辨识理论 ,利用低空伞弹全弹道测试坐标数据为信息源 ,使理论计算弹道状态变量 (速度、坐标 )与实测 (或准实测 )弹道状态变量在统计意义上充分逼近 ,辨识出影响低空伞弹弹道的关键参数——阻力系数、主伞充满时间、弹射速度和附加质量系数 .经多枚实弹空投测试数据验证 ,表明此方法的处理结果是一致的、有效的 .     

基于弹道精确测量的射表编拟方法研究

射表试验弹药消耗大、试验周期长是长期存在的问题。针对此问题,根据刚体弹道理论,建立了弹箭六自由度弹道微分方程。开展了飞行诸元关于各气动参数的灵敏度分析,通过仿真计算,对弹箭气动参数准确辨识方法和全弹道符合计算方法进行了研究,初步形成了基于弹道精确测量的射表编拟新方法。仿真结果表明,新方法能够较准确辨识出弹箭气动参数,计算弹道与实际弹道一致性更好,更能反映弹箭的真实飞行状态。研究成果为改变射表试验消耗大、周期长的问题,进一步提高射表精度和射表编拟技术奠定了理论基础。     

尾翼稳定弹丸的外弹道相似性分析

以尾翼稳定弹丸为对象，研究了不同口径尾翼弹外弹道相似的可能性，得到了两弹在飞行时间、飞行速度、飞行坐标及飞行稳定性规律等方面的相似关系和相似条件，讨论了实际应用中可能存在的一些问题，这对今后外弹道测试技术中所遇到的一些具体问题，有一定参考和指导意义。     

飞航导弹飞行仿真技术的发展

扼要介绍了我国飞航导弹飞行力学与飞行仿真技术的发展情况,其中特别讨论了导弹的全弹道数学仿真(实验室模拟打靶)和半实物仿真的有关问题。     

大气层外弹道导弹中段拦截弹道规划

为解决反导拦截弹道快速规划问题,依据椭圆弹道理论与二体理论提出一种弹道导弹中段拦截弹道规划模型。在获取目标弹道某一时刻初始位置和速度状态信息基础上,利用椭圆弹道理论建立目标飞行位置与飞行时间的关系,实现对遭遇点位置信息的预测;根据拦截弹发射点位置以及预测遭遇点位置,利用Lambert方程在飞行时间的约束下解算拦截弹的状态信息,从而建立拦截弹的弹道规划模型;使用MATLAB软件仿真验证拦截弹规划模型的有效性。该模型为中段拦截弹道规划设计提供了一种思路和方法,并且在相应的约束条件下规划的拦截弹道在理论上能够满足中段反导拦截作战要求。     

复合增程弹起始飞行段弹道测速数据处理方法

提出了复合增程弹起始飞行段弹道多普勒雷达数据拟合方法.利用该方法换算出复合增程弹在该段弹道的阻力系数和初速等特征参数.实例计算证明,该方法拟合换算精度高,模型计算合理,完全满足起始飞行段多普勒雷达测试数据处理的要求.     

向月飞行轨道误差分析

根据月球探测器向月飞行轨道动力学方程式得到了飞行轨道误差的迭代方程,采用协方差分析方法对轨道初始误差误差源造成的轨道误差进行了分析,结合具体算例,给出了探测器初始轨道位置和速度误差引起的向月飞行轨道误差的时间历程和轨道终点误差。计算结果表明,若发射环月卫星,必须进行多次中途轨道修正。     

弹道修正中的控制算法

对于一维弹道修正弹研究来说,如何根据对炮弹一段飞行弹道上实时测量的弹道参数,迅速、准确地解算出修正指令来起控弹上控制机构在后续弹道上某位置适时作用以进行弹道修正,是一个重要问题.针对一维弹道修正弹特性和飞行原理,根据外弹道理论和弹道模拟方法,对依据一段弹道实时测出的弹道参数如何快速计算全弹道射程的不同计算方法进行了介绍...     

基于遗传算法的弹道优化算法

以空空导弹的末端速度作为性能指标,其弹道倾角视为控制变量,在规定的飞行时间及射程下,优化导弹弹道使得其末端速度最大化;通过采用多项式样条插值的方法估计弹道倾角的变化规律,利用遗传算法进行优化计算弹道倾角采样点数据,最后得到满足条件的优化弹道并进行仿真;仿真结果表明：按此优化方法得到的弹道与比例导引方案弹道相比,大大提高了导弹的末端速度,研究结果对空空导弹的标准弹道设计有一定学术和工程参考价值。