基于曲线拟合的火箭助飞鱼雷关机方程求解方法

为提高火箭助飞鱼雷关机点计算速度。基于Chebyshev多项式拟合了火箭助飞鱼雷关机方程．可根据不同的射程快速解算助飞鱼雷关机点．实时控制射程。与常用的摄动制导关机方法相比．计算简洁、迅速。并对火箭助飞鱼雷进行了仿真计算．证明该方法可满足落点精度要求。     

初态误差对显式制导弹道导弹命中精度的影响特性

为研究初态误差对显式制导弹道的影响特性,在分析初态误差对标准弹道、实际飞行弹道影响机理的基础上,归纳推导了初态误差对导航和需要速度计算影响的分析模型,基于误差模型分析了初态误差对显式制导关机时间的影响机理。提出了初态误差对弹道和显式制导影响的分析方法,仿真分析了初态误差对不同地区同射向发射和相同地区不同射向发射的影响结果。仿真结果表明,在不考虑其他导航误差的情况下,初态误差对标准弹道和显式制导弹道的命中精度误差量在5%以内。     

被动段扰动引力对闭路制导的影响及补偿方法研究

针对被动段扰动引力对弹道式飞行器落点精度的影响问题,提出闭路制导对被动段扰动引力的实时补偿方法。建立动坐标系下自由段运动模型,导出由被动段摄动量计算落点位置的计算公式;分析扰动引力对闭路制导精度的影响机理,得出被动段扰动引力对闭路制导的影响仅与关机点位置相关的结论;进一步利用均匀设计理论,将被动段摄动量拟合为关机点位置偏差的函数,提出将摄动量作为扰动引力修正项引入闭路制导回路的实时补偿方法。仿真结果表明:验证补偿后落点偏差小于5 m,满足制导精度要求。     

一种基于零射程线的变轨方向选择方法

一种提高弹道导弹突防性能的思路是使导弹具备中段变轨能力。文中提出一种兼顾突防有效性和弹头落点精度的变轨方向选择方法,将空间三维拦截问题转化到垂直于弹目视线矢量的二维平面内进行分析,结合偏导数计算选择落点偏差最小的弹头变轨方向,引入零射程线概念,避免弹上搜索计算,在保证有效突防前提下降低落点修正对推进剂的需求。该方法能够有效简化制导计算过程,易于工程实现,提升导弹武器总体性能。     

弹头可偏转火箭弹外弹道特性研究

为了研究弹头偏转角对弹箭外弹道的影响,进行了弹头可偏转火箭弹的气动特性和弹道特性研究.首先利用流体力学软件对不同弹头偏转角的弹箭模型在不同马赫数飞行的情况进行绕流流场数值模拟,获得各弹箭模型的气动力参数,然后通过六自由度弹道模型对弹头可偏转火箭弹的外弹道进行数值计算,并进行典型试验验证.试验结果与仿真结果吻合良好,弹头偏转角可以提供有效的弹箭落点横向偏移距离,研究结果可为自适应智能弹箭的研制与工程应用提供理论与技术支持.     

滑翔弹头末段俯冲导引律设计与仿真

滑翔弹头长期飞行在气动环境较为复杂的临近空间,再入精度难以保证。为实现滑翔弹头精确打击并考虑攻击角度的战术使用需求,文中在目标坐标系中建立了滑翔弹头质心运动方程,推导了基于扩展比例导引的带落速方向控制的末段俯冲导引规律。仿真结果表明,在合理的俯冲起点参数要求范围内,采用文中制导规律,能够实现对落点和攻击角度的精确控制。     

基于目标打击顺序的多弹头导弹分导方法

在多弹头导弹子弹头分导方法研究中须考虑目标打击顺序的影响,通过模糊综合评判确定了多个目标的打击顺序,根据目标的反导能力等因素确定了打击该目标的弹头类型以及耗弹量.结合多弹头导弹弹头特性建立了子弹头的分导原则,对子弹头的分导顺序进行了初步设计与优化.根据确定的目标打击顺序和优化的子弹头分导顺序,建立目标打击顺序与子弹头分导顺序的一致性原则来确定子弹头的最佳分导顺序.通过数值示例计算说明了子弹头分导方法的确定步骤,为多弹头导弹分导方法的选择与确定提供了一种有效的辅助手段.     

显式制导下飞行器落点精度蒙特卡洛仿真

制导工具系统误差对飞行器落点精度影响重大,其造成的落点偏差占总落点偏差的70%以上。根据飞行器飞行力学模型,利用计算机仿真技术实现对真实打靶的模拟,研究在显式制导下,制导工具系统误差对飞行器落点精度的影响。算例结果表明,蒙特卡洛方法可以给出在一定制导工具系统误差系数方差下,飞行器的圆概率落点偏差。     

基于移动目标运动预测的弹道导弹被动段制导方法

针对弹道导弹打击海上慢速移动目标,弹道再入段需要采用有效的制导方法以便确保打击精度的问题。对大型慢速移动目标位置进行实时跟踪预测,对导弹被动段弹道落点进行弹道数值计算,由移动目标预测点和弹道落点可求得两点之间距离与方向差异,根据误差信号与控制函数关系求出比例导引系数,然后对弹头实施有效控制,以致最后导弹能准确命中目标。制导仿真结果表明,模型方法可行,制导精度高,导引迭代收敛速度快。     

制导火箭末敏弹射击精度分析

制导火箭末敏弹是火箭制导控制技术和末敏弹技术有机结合的新型弹药,针对此前制导火箭与末敏子弹相结合的系统射击精度研究不够充分的问题,根据制导火箭末敏弹的工作流程和弹道特点,建立了各飞行段制导火箭和末敏子弹的弹道模型,通过分析各弹道段扰动因素的影响,对误差源进行了分配,运用Monte-Carlo法进行了射击精度仿真计算和分析。结果表明,制导火箭末敏弹系统射击精度(CEP)不大于60 m,与末敏子弹的扫描探测范围匹配,满足精确打击小幅员目标的要求。分析方法和仿真结果对完善制导火箭末敏弹指标体系、优化弹道方案以及作战使用时计算用弹量等具有重要意义,也可作为同类装备设计参考。     

寻的制导导弹攻坚战斗部随进率研究

寻的制导导弹末段弹道采用比例导引制导律,当打击坚固工事时,在保证命中精度的前提下,落角散布较大.此外,主战斗部在开孔过程中如果遇到钢筋未被切断,则随进战斗部会被阻挡,从而降低随进战斗部的成功随进率.分析了导弹的落点分布、落角散布、目标内部钢筋结构、射流与随进战斗部尺寸因素对攻坚战斗部随进率的影响,利用蒙特卡洛随机抽样方...     

降低加速度信号粘连的传感器二次封装材料

针对战斗部高速侵彻多层硬目标时,时域内出现的加速度信号粘连影响引信计层准确性的问题,提出通过传感器二次封装降低侵彻计层信号粘连,而选择灌封材料的原则是提高振动模型的阻尼比;弹性模量相对较高、阻尼系数与刚度系数比值较大的灌封材料可以获得更高的阻尼比;仿真及试验表明：与石蜡相比,用环氧树脂灌封使振动模型阻尼比增大,战斗部高速侵彻多层硬目标时加速度信号衰减迅速、信号粘连程度降低,实现引信计层准确性的提高。     

INS/GNSS组合导航的航空布撒器制导控制系统分析与设计

利用惯导系统和GPS各自的特点．分析设计了INS／GNSS组合导航的航空布撒器制导控制系统．并对惯导系统的误差方程进行了分析，研究结果表明．它可有效地提高系统导航参数的估计精度和速度，满足航空布撒器远距离飞行时的制导精度要求。     

比例导引法中剩余飞行时间的计算方法

为了给比例导引法提供尽可能精确的剩余飞行时间,基于导弹-目标相对运动模型,研究了剩余飞行时间的计算方法。建立了以导弹前置角收敛到0为准则的剩余飞行时间计算模型。对于比例系数为3时的特殊情形,利用解析方法得到了该计算模型的一阶解和二阶解,通过仿真分析对解的精度进行了评估; 利用多项式拟合方法得到比例系数为其他值时剩余飞行时间的近似解,仿真分析表明多项式次数为5时拟合精度较好; 将研究的剩余飞行时间算法应用于拦截不同类型目标的比例导引过程,结果表明,该算法用于比例导引拦截匀速目标具有良好效果,在导弹速度足够大时也可有效拦截匀加速目标。     

基于ESO的目标机动补偿反比例制导律

为提高导弹制导系统对于高速机动目标的拦截效能,基于扩张状态观测器方法和反比例制导策略,设计了一种带扩张状态观测器的反比例制导律。考虑导弹自动驾驶仪动态特性,推导了平面内的制导模型; 设计了扩张状态观测器(ESO),将其与反比例导引策略相结合,设计了带ESO的反比例制导律,该制导律能有效估计目标机动并充分补偿制导律的不确定性干扰,有效提高制导精度; 将设计的带ESO的反比例制导律与经典比例制导律、普通反比例制导律进行仿真对比。仿真结果表明:所设计的带ESO的反比例制导律能减小弹目相对速度与脱靶量,适当地增加拦截时间,有效提高了制导系统对于高速机动目标的拦截效能。     

基于到达时间和到达方向联合定位的机动有源诱偏方法

有源诱偏系统是地面雷达抗反辐射导弹（ARM）攻击的主要措施之一,由于诱偏过程中诱饵无法获知ARM的实时位置,且ARM存在惯性导航误差,因此,现有诱偏系统的诱偏效果具有不可靠性。针对这一问题,提出一种基于单站定位原理的单机动诱饵抗ARM方法。在机动有源诱偏原理的基础上,给出雷达发射机关机后诱偏系统对ARM的定位方式,推导定位方式的系统误差;同时综合考虑惯性导航误差,分析ARM可能落点区域,进而确定恰当的诱饵关机时间,提高诱偏系统的可靠性。仿真实验结果表明：诱偏系统可对ARM实施有效定位,并且控制诱饵实现成功诱偏,有效保障了雷达和诱饵的安全。     

半主动雷达地空导弹制导律性能分析

在半主动雷达地空导弹的建模基础上,通过对比例导引律、扩展比例导引律和现代最优导引律三者的理论及仿真对比分析。明确了三种导引律在不同参数条件下制导精度性能的优劣,对半主动雷达地空导弹导引规律的设计具有重要意义。     

潜射导弹垂直发射过程流体动力特性数值模拟

采用数值模拟的方法研究了潜射导弹垂直发射上升过程空泡多相流和流体动力演化规律。基于连续性方程、空化质量输运方程、混合介质RANS方程和标准k-ε湍流模型,结合动网格技术,实现了弹体边界运动与汽水流场的流体—固体耦合问题求解。以此为基础,数值模拟了重力影响下的潜射导弹垂直发射水下运动过程,对比分析了潜射导弹头型对肩空泡和流体动力的影响,并给出了3组重推比下潜射导弹的水下航行弹道。模拟和分析结果表明,局部肩空泡将增加潜射导弹流体动力,通过改变导弹头部线型可以抑制肩部空化、改善导弹的流体动力。     

变质心非自旋弹头的变结构制导律研究

将弹头-目标相对运动关系分解为纵向平面和侧向平面内的相对运动关系,对非自旋弹头的制导问题进行了研究.为了保证非自旋弹头打击地面目标时的脱靶量和末端落角同时满足要求,提出了一种变结构制导律,该制导律在滑模面设计中同时包含了脱靶量和末端落角两种因素.采用指数趋近律方法来分别设计了纵向平面和侧向平面内的变结构制导律.仿真结果表明,所提出的变结构制导律不仅保证了脱靶量指标,而且使非自旋弹头以期望的末端落角命中目标,有效地提高了对目标的毁伤强度.     

基于立体视觉的非合作航天器超近距离相对导航

为实现空间中无法直接获取位姿信息的非合作航天器的相对导航,在充分考虑目标星在空间中做自由翻滚的前提下,提出一种基于立体视觉的超近距离非合作航天器相对导航理论。根据相对位姿动力学模型推导其状态方程,利用立体视觉系统提供观测数据,在此基础上设计扩展卡尔曼滤波器,确定目标卫星相对于追踪星的相对位置,相对速度和角速度,从而优化和引导机械臂捕获目标航天器,并通过实例进行仿真验证。仿真结果表明:该方法对相对位置的估计精度优于0.01 m,相对姿态精度优于0.02?,能有效提高超近距离非合作航天器相对导航的精度。