破片和冲击波对直升机旋翼联合毁伤仿真研究

为研究破片和冲击波对直升机旋翼的联合毁伤,对旋翼结构进行分析和等效,采用赋予破片速度和CONWEP爆炸模型的方法计算了战斗部爆炸后破片和冲击波联合作用下旋翼的毁伤,并与破片单独作用、冲击波单独作用时旋翼的毁伤进行比较.计算结果表明:破片单独作用,旋翼局部结构强度降低;冲击波单独作用,旋翼产生较大的整体弯曲变形;破片和冲击波联合作用,直升机旋翼不仅产生穿孔、局部变形等结构毁伤,而且整体弯曲变形程度增大,联合毁伤增益约14％～18％.     

某型飞机的毁伤计算与仿真系统研究

在空战对抗中,关于我方飞机在敌方导弹威胁下的损毁状态以及战伤情况的统计分析对指导我军战时战伤抢修和战场备件筹措具有重大意义,而建立飞机在一定威胁下的毁伤模型并通过多次仿真计算进行分析是进行飞机战伤抢修研究的一个重要手段.在分析破片杀伤型空空导弹的杀伤机理并建立我军某型主战飞机的易损性模型和详细结构模型的基础上,重点介绍了毁伤种类及相应计算模型的建立,通过仿真实现,得到了一定弹目交会条件下飞机的损毁概率以及战伤部位清单,为后期战伤模式分析、战伤评估和抢修方案的制定提供了重要依据.     

破片对飞机壁板冲击损伤仿真研究

文章基于飞机战伤抢修资源需求仿真模型,建立了离散杆破片在击穿条件下的毁伤仿真情形。主要通过ANSYS前处理器构建三维有限元毁伤模型得出K文件,利用ANSYs／LS-DYNA查看和分析其仿真结果,从而得出离散杆的速度和靶板厚度对毁伤效应的影响。通过计算机仿真分析结果和终点效应击穿条件下的靶板损伤预测数学模型,来进行对比分析飞机壁板的毁伤效应,得到了基本一致的数据结果,结论为战场飞机快速评估提供了科学依据,也为飞机平时修理提供了参考。     

轴向前置破片战斗部破片场及毁伤效能分析

在提高战斗破片毁伤目标效能的研究中,轴向前置破片战斗部是一种新型高效毁伤多用途战斗部,能够在轴向形成能量相对集中的集束预制破片群和径向均强分布的自然破片群.传统自然破片战斗部命中精度不高,毁伤概率低.为解决上述问题,提出利用大质量定向破片群提高毁伤目标的效能,并采用炸药直接驱动前置预置破片的方式极大的提高了轴向速度并通...     

基于蒙特卡洛法的战斗部破片毁伤仿真

建立了战斗部破片对目标关键部件的毁伤计算的蒙特卡洛仿真模型, 将破片的毁伤能力指标加以量化. 以防空导弹打击空中目标为例, 验证了方法的有效性, 可为导弹武器打击目标的毁伤效果计算提供决策依据.     

轴向增强炮弹破片场优化控制及反导效能分析

为了弥补弹目迎击交汇过程中炮弹命中精度不足,提高对目标毁伤的效能,设计了一种能够在轴向形成能量相对集中和径向形成均强分布破片场的新型高效毁伤炮弹——轴向增强炮弹。结构方面首次采用炸药直接驱动前置预置破片的方法来提高轴向速度和形成高密度轴向抛撒的破片场对目标毁伤,通过理论和数值方法建立了弹目交汇过程的理论模型和对空中目标的毁伤效能模型,运用有限元仿真计算的方法系统的对不同破片排布方式的轴向增强炮弹战斗部在不同遭遇条件下对目标的毁伤效能进行了仿真。结果表明调整预制破片的排布形式对提高对目标的毁伤效能是非常有效的。     

预制破片战斗部爆炸冲击波仿真分析

预制破片战斗部是导弹中较常用的战斗部之一。研究其爆炸冲击波的特性,可为破片战斗部的设计与毁伤效应研究提供参考。鉴于目前还很难给出多层预制破片战斗部爆炸波的精确解析表达式或经验公式,本文运用动力有限元分析软件LS-DYNA,仿真模拟了一层和两层预制破片战斗部爆炸波的超压与比冲量。仿真模拟分析表明,一层预制破片战斗部仿真模拟结果与经验公式能够较好吻合;而两层预制破片战斗部的仿真模拟结果在适当修正经验公式后,两者才能够较好吻合。     

基于航班时刻优化的地面等待模型的建立与仿真

地面等待是指机场或者管制区内容量受限时，飞机通过地面等待的策略来缓解机场或者管制区拥挤的方法。为了优化航班的单机场地面等待问题，考虑不同机型，针对不同航空公司航班之间的排序，建立了基于航班时刻优化的地面等待模型。结果表明，当机场发生拥挤时，对航班进行排序，使航班有序进行起降，同时使所有航班的地面等待总体损失最小。     

基于Vega的破片式战斗部导弹威力场视景仿真

为了解决导弹对目标毁伤过程的可视化问题,提出了使用视景仿真的方法研究导弹威力场.分析了破片式战斗部导弹威力场的两个重要因素"破片"和"冲击波"的威力场模型,在此基础上,结合可视化和计算机仿真技术,对导弹威力场的作用过程进行逼真的视景仿真,实现了导弹攻击战斗机的弹目交会过程的仿真演示.所建模型逼真程度高,特效设计形象逼真,仿真结果为导弹的毁伤评估提供了参考.     

用于防空作战仿真的防空导弹毁伤模型研究

在防空作战仿真系统中,防空导弹对空袭目标的毁伤模型能够提供敌方空袭兵器的损伤程度,并为防空系统的指挥决策提供信息,是一个不可或缺的重要模型.根据防空导弹对空中目标的毁伤原理,以采用近炸引信和破片杀伤式战斗部的典型防空导弹为研究对象.建立了包括制导精度模型、目标易损性模型、引战配合模型以及目标坐标毁伤模型在内的防空导弹对空中目标的毁伤模型.根据普通破片式战斗部和聚焦破片式战斗部毁伤机理的不同特点,建模时相应选取了要害舱段模型和等效直杆模型.仿真应用表明,满足防空作战仿真的需要,可操作性强,能够反映防空导弹的真实作战效能.     

基于目标一致算法的导弹编队控制与仿真

导弹的突防性能是衡量导弹优劣的核心技术指标,如何提升导弹的突防能力受到世界各国的高度重视。为了提升导弹的突防概率,可以采用导弹编队协同作战的方式,实现导弹的密集临空,对敌实施饱和攻击,最终实现导弹突防能力的提升,并且多弹编队对大型目标的毁伤效果更加明显和高效。为了提高导弹编队的协同作战能力,围绕导弹编队协同的概念与模型,开展编队控制的理论与仿真研究,设计了基于目标一致算法的编队方法,实现了编队成员的协同控制,利用MATLAB进行了相关的仿真,分别调整导弹方向控制参数和速度控制参数,对比不同参数状况下导弹编队飞行状态变化,获取最佳状态控制参数,实验验证了算法的有效性。     

防空导弹引战配合的数字仿真

首先建立引战配合的数学模型,然后在此基础上介绍防空导弹引战配合数字仿真系统,最后以某防空导弹攻击其典型目标－米格－２１为例,对引信、战斗部和目标的作用过程进行动态仿真给出了仿真结果以及战斗部破片的动态飞散区域和命中目标的破片分布图形,直观显示出引战配合的效果和对目标的毁伤程序。     

BTT导弹控制系统设计问题的研究

针对BTT导弹控制技术进行研究无疑具有很高的应用价值,对巩固和提高我国的国防科技水平具有重要意义;BTT导弹因其自身的机动方式而成为典型的非线性强耦合系统,给其控制系统设计工作带来很大难度;能否选择合适的控制方法对控制系统进行设计成为制约BTT导弹性能的关键问题;文中从控制方法设计的角度对BTT导弹控制系统设计问题进行了研究,通过采用不同控制方法进行控制律设计和稳定性分析,来对各方法的特点进行比较和分析。     

反舰导弹抗干扰试验与评定仿真系统设计

现代反舰导弹处于复杂的海情,电磁环境密集交迭,电磁干扰方式复杂多变的高技术海战场作战环境下,因此在靶场试验过程中很难对反舰导弹所处实战干扰环境进行模拟.通过对雷达系统、雷达干扰信号仿真模型进行分析,并运用面向对象技术,研究设计了反舰导弹抗干扰试验与评定仿真系统,其中包括类库的构建以及诸对象之间信息传递的实现,试验设计系统的系统流程、数据流程及结构的设计.该仿真系统可用于反舰导弹抗干扰仿真试验及抗干扰能力评估.     

某型导弹同轴度参数检测系统的设计

为了提高导弹装配质量及测试效率,利用工业控制计算机与传感器技术设计了一种导弹同轴度参数自动检测系统,系统由智能数字位移传感器、RS232串口卡、工控机组成,检测系统对导弹弹体上多点同时一次完成全弹同轴度检测。检测系统实现了导弹装配同轴度的自动检测,实验数据表明系统性能指标达到设计要求,测试效率及测量精度也得到了提高,系统已应用于某型号导弹生产线。     

Optimal instants for missile launching missiles and application of jamming in a duel situation of fighters

Based on system analysis of a duel situation of a long-range air fight of aircraft-fighters, the “Attack” and “Defense-with-Attack” problem substitutions are highlighted. For the case of a single missile launch of missiles by each enemy and complete information (for each participant of a duel) on the performance of onboard air-to-air missiles aircraft and airborne electronic jammers (EJs), the structures of algorithms that generate recommendations in real time for a crew relating to the application of air-to-air missiles and jamming are obtained.     

小尺度回转体出水过程弹射试验系统设计

为了研究潜射导弹出水过程中肩尾空泡的运动特性及其对导弹出水运动姿态的影响,设计了一种可供实验室条件下使用的小尺度回转体出水过程弹射试验研究系统。该系统通过钟摆机构与活塞机构将摆球的重力势能转换为回转体的动能实现发射,利用高速摄像系统观测试验现象,分析弹体出水过程中肩尾空泡的动态特性及其对弹体运动姿态的影响,指出弹体垂直发射情况下带泡出水过程肩空泡具有较清晰的边界,表明利用边界元方法计算空泡特性的可行性,并且当发射具有初始攻角时,肩空泡迎背流面压差对于弹体形心产生回复力矩有利于导弹运动姿态的调整,对于导弹水下发射的水弹道设计具有参考价值。     

Coning motion stability and decoupling methods analysis of spinning missiles with angle-of-attack feedback autopilot

The angle-of-attack (AOA) three-loop feedback autopilot is an improved three-loop autopilot that has been widely employed in missile control systems. For spinning missiles, however, unstable coning motion can be induced by the cross-couple effect. For spinning missiles with an AOA feedback autopilot, this paper analyzes the coning motion stability with the consideration of the augmentation loop and the position of the accelerometer and compares the performance of three decoupling methods. First, a novel double-channel actuator AOA three-loop autopilot is established, and the sufficient and necessary condition of coning motion stability is proposed analytically on account of the complex system equations. The stability condition shows that the stable region of the design parameters for the autopilot shrinks as a result of the spinning condition. Moreover, methods associated with actuator dynamics, control coupling, static stability, and the decoupling method of setting the lead angle to the control system are presented to improve the stability of spinning missiles. Numerical simulations are implemented to demonstrate the accuracy of the proposed methods, whose results illustrate that the stability conditions can guide AOA autopilot design for the flight stabilization of spinning missiles.