某型导弹落点偏差修正及预报

总结了在任务中实际工程情况，对平台工具误差系数造成的导弹落点偏差进行了计算，得出了考虑交链和不交链两种情况下导弹飞行参数的修正值，并且给出了导弹落点制导精度预报值。     

基于Matlab和Simulink的导弹弹道仿真与应用

导弹仿真对试验鉴定的意义重大,文中基于试验应用的目的而开展了导弹仿真的研究。应用Matlab软件中的Simulink和Aerospace blockset建立了比例导引律下导弹的6D仿真程序,给出了建立该程序所需要的力学和制导控制模型。介绍了建立模型的关键步骤以及各模块的详细建立方法、公式等。给出了该模型在试验中的应用建议并结合实例直观的演示了导弹飞行过程,仿真结果说明了程序连接的正确性。     

捷联系统四元数工具误差分离模型研究

惯性器件的误差会使导弹飞行参数计算产生偏差,直接影响导弹的命中精度,通过实验数据分离惯性器件工具误差系数并反馈给数学平台进行误差补偿是提高导弹命中精度的主要手段。在四元数的基础上建立了捷联惯导系统工具误差分离模型,并对该模型进行了工具误差系数分离。仿真实验结果验证了该工具误差模型的正确性,其系数分离结果要优于传统的欧拉角误差模型,该模型的建立为捷联惯导技术的工程实践提供了重要参考。     

某导弹仿真系统中的视景技术研究

文中应用OpenGL进行导弹的飞行仿真,形象逼真地显示了导弹的飞行轨迹和导弹在各阶段的飞行姿态;详细论述了三维场景的建立、多视点和多窗口的设置、导弹的数据驱动和系统流程等;最后给出了仿真结果及导弹飞行过程的场景效果图.     

一种激光驾束制导体制下导弹制导控制系统误差分配方法

针对在现有导弹制导控制系统误差分析方法中,系统内各环节自身物理系统误差与脱靶量难以建立联系的问题,以激光驾束制导体制为例,提出了在该制导体制下导弹制导控制系统引起的总脱靶量与系统内各环节自身物理系统误差的误差分配方法。该方法依据驾束制导体制下控制系统结构,推导了各环节物理系统误差到导弹脱靶量之间的传递函数,并以各传递函数的稳态增益作为各环节误差与导弹脱靶量之间的传递系数,获得了各环节误差与脱靶量之间的传递关系。通过蒙特卡洛打靶法对该方法的合理性进行验证。结果表明,制导控制系统内各环节的误差可通过相应的传递系数与脱靶量建立联系,本文在此基础上提出的误差分配方法是正确的。     

基于云重心判读法的瞄准误差影响度分析

如何实现对瞄准误差进行科学预估,提高导弹武器系统瞄准精度,是靶场测发系统当前科研工作的一项重要内容。文中以某新型导弹武器系统飞行鉴定试验任务为背景,采用云重心判读法对瞄准误差因子影响导弹命中精度进行分析,建立了导弹瞄准误差影响度体系模型,并进行了综合评估。通过该方法,实现了在靶弹飞试前进行更为科学的误差预估,从而减小瞄准误差,为提高导弹命中精度提供科学依据。     

虚靶控制——一种独特的空对地导弹瞄准和制导技术

虚靶控制是为验证SRAM而发展起来的一种独特的瞄准和导弹制导技术。导弹从发射点到目标的整个弹道由机载计算机计算,并以36个系数的形式传输给导弹。虚靶沿此弹道运动,并与导弹保持一个预定的前置距离。姿态误差自动驾驶仪控制导弹的中心线对准虚靶。用导弹弹道选择的方法来消除飞行控制的不稳定性和配平限制。这一技术降低了导弹对硬件的要求,并通过软件来达到设计上的灵活性。     

利用某型导弹精度测试数据预估射击精度

根据某型导弹捷联惯导系数标定原理及模型，推导出一种利用导弹射前精度测试数据预估部分惯组系数误差的方法，并结合各系数误差对射击精度的影响，分析并预估了导弹的射击精度．     

初始条件误差对弹道导弹射击精度影响的计算

分析了采用捷联惯性制导的弹道导弹，在发射前和主动段飞行过程中，影响导弹落点精度的初始条件误差源。在此基础上，建立仿真模型，计算初始条件误差对导弹射击精度的影响。     

大攻角飞行的自动驾驶仪设计问题

符号说明α导弹攻角β导弹侧滑角ψ偏航角φ航向角γ滚动角δ_y沿偏航方向的舵偏角δ_x沿滚动方向的舵偏角V导弹的飞行速度m导弹的质量a_z横向加速度I_x(I_y)弹体沿x(y)轴方向的转动惯量F_k由k引起的侧向力系数k=β,δ_x,δ_yM_i~j 由i引起的沿j方向的力矩系数i=β,ψ,δ_x,δ_y,γj= x,ya,b,c,d气动系数A,B,D系数矩阵K反馈矩阵e误差量一、大攻角飞行的气动交链随着飞行目标速度的增加,要求地空导弹显著地增加机动性能和提高制导精度。对于用气动力控制的导弹,为了提高在高空低动压飞行的机动过载,需要增加导弹飞行的攻角;而在大攻角飞行时,导弹将产生明显的气动交链影响,因而给自动驾驶仪的设计造成困难。     

基于改进遗传算法的最优精度飞行程序角设计方法

惯性系统测量误差是影响弹道导弹射击精度的主要因素,其误差大小受导弹动力学环境影响。通过改进遗传算法建立了以射击精度最小为目标的优化飞行程序角模型,通过改变飞行程序角,达到改变导弹动力学环境,提高射击精度的目的。仿真表明,通过优化飞行程序角,可有效提高射击精度。     

虚拟环境下导弹舱段连接精度预分析

针对导弹舱段连接精度问题,提出一种虚拟环境下装配精度分析、优化的方法。定义了产品装配精度预分析的概念,并对其在实际生产中不同阶段的应用进行阐述。根据导弹舱段不同连接方法引起的各种装配误差对导弹最终飞行性能的影响,建立了产品装配公差模型,并在各个作用尺寸传递系数和加工难易程度的指导下进行装配精度的优化。以计算某导弹各个舱段连接偏差造成导弹头顶点偏移量为例验证导弹舱段连接精度预分析方法。     

用均匀设计法设计统计打靶的计算情况

阐述了在进行导弹飞行精度计算时，如何综合考虑各个影响导弹飞行精度的因素取值是很重要的．介绍了用均匀试验设计法选择这些影响因素的取值，设计计算情况，然后再对计算结果进行了回归分析．     

飞航导弹可靠性试验与鉴定方法研究

探讨了飞航导弹可靠性试验与鉴定程序，研究了飞行可靠性验前信息收集、处理和转换，并采用经典法与贝叶斯法对可靠性试验结果进行了评定。     

基于ARINC429总线的导弹综合测试系统

基于ARINC429总线的导弹综合测试系统由地面测试计算机和弹上任务计算机构成,软件包括地面检测及弹上内置测试程序.分项测试时,任务计算机工作在弹内自检测状态,接受测试计算机指令进行弹上电气系统的测试;模拟挂飞测试时,任务计算机运行正常作战程序,测试设备模拟载机火控信号.     

图像制导导弹的射程和速度分析

为确定图像制导导弹的最大射程和飞行速度 ,引入了三轮安全打击概念 ,对导弹的最大射程进行了论证和分析 .在导弹总质量一定的条件下 ,设计了等速和加速两种速度方案并进行了弹目机动性对抗仿真 .结果表明 ,两种速度方案的最大射程均能满足三轮安全打击的要求 ,而加速方案的最大射程更大 ,末制导段导弹的机动性更高 ,所需要的导引头框架角较小 ,有利于搜索和攻击高机动性武装直升机     

基于某型通用导弹方案飞行弹道的设计与仿真

针对某型通用导弹飞行弹道的特殊性,文中提出了一种给定飞行高度规律的高度下滑飞行方案。考虑到通用导弹采用的是简易捷联惯性导航的控制方案,在飞行速度变化较小或近似不变时的垂直速度,通过积分器对其信号进行积分,即可得到导弹的实时位置。因此在充分利用捷联惯导的加速度计的基础上,通过控制捷联惯导的垂直速度,进行了高度下滑规律的理论推导,最后进行数学仿真和验证,仿真结果表明该方案合理可行。     

基于ADC 的导弹武器系统效能评估方法

为更好地对存在阶段性飞行特点导弹系统进行效能评估,在传统ADC效能评估方法基础上,对导弹武器系统可信性(D)进行了阶段性分析,将导弹飞行的初、中、后3个阶段的可信性分解为不同飞行阶段可信性的乘积,给出了一种分阶段的ADC系统效能评估方法.算例分析结果表明:相比以往的ADC系统效能评估方法,该方法对可信性的分析和计算更为准确,更符合导弹系统的实际工作规律.     

弹射发射反坦克导弹发射动力学分析

通过理论分析和测试，建立了包括导弹，发射筒和发射支架的弹射反坦克导弹发射动力学分析随机模型，设计了分析计算程序，用于分析计算发射过程红外光轴振动，导弹的初始扰动和无控飞行段的散布，预估导弹射入可控域的概率和发射支架的稳定性。该模型和计算程序适用于多种发射方式和制导方式的反坦克导弹发射动力学分析。     

击顶折转轻型反坦克导弹弹道建模及仿真

在末端姿态弹体折转控制、掠飞击顶轻型反坦克导弹总体方案论证的基础上,利用某反坦克导弹的总体参数,建立了这种新型导弹的闭环控制刚体弹道模型,进行了固定目标平飞、固定和活动目标掠飞折转等三种闭环控制弹道的全数字仿真,仿真结果表明,末端姿态弹体折转控制击顶的总体方案技术可行。