可变形翼战术导弹多体动力学特性

弹翼外形随飞行环境合理变化能提高导弹的飞行性能。为揭示变翼对导弹飞行动力学特性的影响机理,基于集中质量假设,利用动量及动量矩定理,构建了变翼导弹的多体动力学模型。首次提出一种基于Missile DATCOM的协同求解方法,以解决多体运动与瞬变气动的交叉问题。仿真研究表明,所提出的协同求解方法能快速有效地解算耦合快变气动参数的多体运动方程;变翼展与变后掠对应的移动质量及变翼速度因素对导弹飞行动力学特性有重要影响。     

某导弹折叠弹翼展开过程的仿真分析

折叠弹翼的展开性能关系着导弹发射后能否正常飞行。以某导弹的折叠弹翼为研究对象,对其展开过程进行仿真分析。根据其结构和工作原理,在Adams多体动力学软件中建立仿真模型,仿真其在不同作动力曲线下的展开过程,得到弹翼展开角度、角速度、动能曲线和弹翼与锁定销之间的碰撞力曲线,并对弹翼展开过程中的性能进行检验。仿真结果表明：弹翼能迅速展开到位,并能准确定位、可靠锁定,展开过程中各部件之间不会相互干涉。     

智能变形导弹虚拟飞行仿真技术

针对活动部件运动会使导弹飞行呈现耦合的多体动态特性,并引发气动力瞬变的问题,基于动量及动量矩定理,发展了一套适于变形导弹的多体运动模型。该模型以附加惯性项及快变气动参数的形式来反映气动力面变形对导弹动态特性的影响,涉及交叉求解不同气动外形对应的气动特性及运动方程。为此,开发了一套基于DATCOM在线计算与MATLAB/SIMULINK协同的虚拟飞行仿真系统,将其用于典型轴对称导弹的变形翼与折叠舵飞行仿真中。结果表明,所开发的虚拟飞行仿真系统快速有效,能够用于变形部件的自适应律设计,并揭示其对复杂动态的影响机理。     

反舰导弹高度通道自适应能力研究

分析了导弹自适应能力研究的必要性 .提出了弹上无线电高度表因外因导致高度指示异常时 ,使导弹具有一定的自适应能力 ,避免导弹飞行试验失败的改进方案 .经过数字仿真证明 ,此方案是可行的     

一种变后掠翼导弹弹道快速优化方法

变后掠翼导弹弹道优化问题是一个复杂的多变量优化问题;为了获得变后掠翼导弹飞行弹道,利用Radau伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的射程最远弹道轨迹;选取后掠角和攻角作为优化控制变量,并通过采取一系列实时性保证策略提高算法的计算效率;仿真结果表明:该方法能够快速优化出满足性能指标和约束条件的弹道轨迹;研究结果可为变后掠翼导弹在线重构的实现提供有益参考。     

战术导弹惯导系统飞行中的对准和校准

介绍了用地面传感器测量导弹飞行状态的方法,测量值通过一向上发射机传给飞行中的导弹,用于辅助弹上惯导系统。叙述了使用的算法和仿真结果,图解说明辅助惯导系统在广泛范围条件下的性能。     

两轴折叠翼

最近几年,美国陆军已为飞航式导弹,如FOG-H试验了多种弹翼展开方案。折叠翼的目的是为了缩小导弹的形体,以便采用较小体积的发射容器。待导弹发射后,再将翼展开,达到飞行状态。美国陆军已试验了布翼、向前折叠的翼、向后折叠的翼和可转动翼。     

战术弹道导弹飞行环境中GPS卫星可用性探讨

系统地分析了在战术弹导弹飞行环境下,如何选择可用来参与弹道导弹组合制导的ＧＰＳ卫星的准则,探讨了提高弹载接收机的抗干扰能力的方法,针对战术弹道导弹标准飞行弹道,利用实测降临星历进行了仿真,给出了仿真结果。     

弹道导弹SINS/CNS组合导航系统建模与性能仿真

针对弹道导弹在工程实际中噪声特性的不确定性及其引起的模型误差,本文提出了一种适用于弹道导弹的SINS/CNS组合导航方案。该方案融合了简单组合模式和基于全面最优校正的组合模式特点,采用自适应卡尔曼滤波来保证滤波的稳定性和鲁棒性,并根据导弹的飞行弹道,建立了合理、完备的弹载导航星表。仿真验证结果表明,该导航方案可以达到全面提高弹道导弹导航参数精度的目的。     

变后掠翼航弹滑翔弹道优化设计

为增强变后掠翼航弹的滑翔能力,研究了一种变后掠翼航弹的滑翔弹道优化设计问题.分析了变后掠翼航弹的气动特性,将弹道优化问题转化为最优控制问题,利用最小值原理,推导了滑翔段飞行距离最大的必要条件,在此基础上采用粒子群算法对攻角及后掠角进行寻优,形成了一种基于攻角与后掠角双变量控制的弹道优化设计方法.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束的条件下,双变量比固定外形和常规单变量控制的航弹射程显著提高,寻优结果符合气动特性分布规律,通过最优控制和粒子群算法优化弹道的方法是可行的.     

防空导弹自适应起爆延时控制技术研究

根据弹目交会状态进行自适应调整的自适应起爆延时控制技术,可以有效解决防空导弹全空域、复杂交会条件下对目标的毁伤问题。文中通过建立最佳起爆延迟时间模型,以某型防空导弹为例进行蒙特卡洛仿真统计试验,分析了影响自适应起爆延时控制的因素,提出了两种工程可应用的自适应起爆延时控制方案,仿真结果表明,对该型防空导弹,依据弹目相对速度进行自适应起爆延时控制的方案合理可行。     

基于CFD-FASTRAN的导弹折叠弹翼展开过程模拟?

为了研究飞行环境下导弹折叠弹翼的展开过程,文中介绍了如何采用气动分析软件CFD-FASTRAN对其进行模拟,包括问题描述、网格划分、计算参数设置等。根据计算结果分析给出了导弹4片弹翼展开过程中的同步性、展开角速度情况以及弹体姿态和姿态角速度的变化情况等。结果表明,模拟方法可行,模拟结果可为导弹总体设计、弹道设计及弹翼机构设计等提供参考依据。     

掠海导弹的总体优化设计

在发动机推力、导弹外形初步确定的基础上,将掠海导弹看作可操纵的质点系。从总体设计的观点出发,研究导弹的控制规律,优选控制系统各控制参数及弹翼位置的数值。在满足导弹飞行性能的条件下,使导弹下滑的高度冲出量达到最小。     

基于MATLAB的自适应飞行控制系统参数整定

针对导弹的时变动力学模型,提出了一种用于设计具有自适应能力的导弹飞行控制系统的方法,并借助于MATLAB平台成功地实现。该方法简单直观,易于工程实现;仿真结果表明,应用该方法设计的系统性能良好。     

一种导弹组合制导方案--自适应状态估计与INS组合制导

提出了一种导弹组合制导方案,该方案将导弹飞行状态的自适应估计值与惯性制导系统计算的飞行状态值进行组合滤波,达到阻尼和减小惯制导系统误差的目的,从而得到高精度制导系统.在该方案中,自适应状态估计器将起到GPS在INS/GPS组合导航中的作用.     

水下发射导弹的环翼

休斯飞机公司对缩比导弹进行了风洞实验,这种导弹设计有可延伸的环翼和环形折叠的尾舵面。其受力和动量数据表明：在导弹的升力和空气动力效率方面可以实现重要改进。低速测试结果的数据可用于评估可能的水下发射。对装有环翼和环形折叠尾舵的重型鱼雷(1812kg)改进后的水下飞行性能进行了评估,指出水下发射导弹的压缩体积设计受发射管设计条件和技术的制约。这种新型的环翼鱼雷设计的研究结果包括：通过低速保持水下飞行达到提高飞行性能(射程和续航力)的目的。相应地,要减少噪音以提高隐蔽性能。在高速情况下,水下发射导弹较大的机动性和目标点的选择可通过环翼来实现。     

多枚反舰导弹攻击机动目标方法研究

随着反舰导弹的射程和性能不断提高,新的问题也随之出现,由于目标距离导弹发射点较远,在发现导弹来袭后有较充裕的时间进行机动逃逸,导致按既定方案飞行的导弹捕获不到目标.为解决该问题,在研究目标机动模型的基础上,得出了多弹攻击目标射击诸元的确定方法,仿真结果则表明该方法的有效性.     

具有角度约束的多导弹协同制导研究

基于二维平面内弹-目相对运动方程,研究了具有角度约束的多导弹协同攻击问题。利用变结构控制原理,分别设计了满足攻击时间和满足终端视线角的导引律。同时提出一种切换思想,使得导弹在飞行过程中根据不同情况在两种导引律间合理切换,同时兼顾飞行时间和攻击角度。将导弹的剩余飞行时间估计作为弹间交互的信息,从而决策出共同的攻击时间协同打击目标。仿真结果证明该方法的有效性。     

潜射导弹运载器空中热分离建模与仿真

针对潜射导弹垂直发射运载器空中热分离问题,建立了轴向弹射分离模型和弹器联合体空中运动数学模型,以内弹道计算为切入点,对内外弹道进行耦合求解。基于燃气节流孔直径不同的3种分离方案,仿真研究了弹器空中分离运动特性,确定了导弹最终运动状态和最佳分离方案。该仿真结果可作为导弹进入气动飞行控制模式初始条件,为潜射导弹全弹道规划提供重要依据。     

弹载计算机综合测试系统研究

为实现对嵌入式弹载计算机系统性能全面的测试与评估,采用硬件在回路仿真的方式,为弹载计算机构造一个接近导弹真实飞行状态下的导航计算、信号传递和实时控制的工作环境。并对综合测试平台组建、实时仿真算法和实时仿真系统可信性验证技术进行了重点分析。