近程防空导弹拦截巡航导弹的建模与仿真

为有效提高导弹的杀伤能力,对近程防空导弹拦截巡航导弹进行建模与仿真。对近程防空导弹武器系统的探测和杀伤区进行分析,计算导弹的发射区。根据防空导弹的导引规律,建立对巡航导弹的拦截模型,根据导弹的杀伤区、搜索跟踪雷达对目标的发现距离等计算出导弹的发射区。利用MATLAB进行仿真,计算拦截次数、每次拦截时目标距离发射阵地的距离及拦截总时间,并根据不同的杀伤区,对导弹速度与拦截次数的关系进行仿真。该方法具有一定的通用性,可为提高导弹战术技术性能提供参考。     

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。     

导弹快速自瞄准方法及仿真研究

为使弹道导弹在满足一定瞄准精度要求的条件下,缩短发射准备时间,提出了一种二位置快速自瞄准新方法。不同于传统的二位置定向方法,该方法不需要知道发射点的纬度,且转位角度可以根据需要来选择。推导了二位置自瞄准方法的计算公式,分析了影响瞄准精度的主要因素,并进行了数字仿真。仿真结果表明,在系统误差为3倍标准差,随机误差为万分之五的条件下,二位置自瞄准方位角最大误差小于5'．该方法可以满足使用组合制导而对初始定向精度要求稍低,对快速机动性要求较高场合的导弹瞄准要求。     

大展弦比滑翔弹STT驾驶仪设计

针对大展弦比滑翔弹大侧滑飞行容易造成滚转控制饱和的问题,提出了一种降低侧滑角的STT驾驶仪设计方案。该驾驶仪与传统STT驾驶仪结构形式相同,包括俯仰、偏航、倾斜3个通道,通过在倾斜回路中引入侧向加速度反馈,以实现倾斜角对侧向加速度的跟随,达到减小侧滑角的效果。六自由度非线性数学仿真结果表明,改进的驾驶仪有效降低了滑翔弹STT转弯过程的侧滑角,可以应用于此类面对称导弹的飞行控制。     

间瞄寻的导弹末段最优制导建模与仿真

为了研究机动目标对制导精度的影响,将目标机动统计特性描述为目标加速度的微分是有色噪声序列并建立了相应的系统状态模型,比统计独立的白噪声序列具有更大的目标机动模式覆盖范围。采用Kalman滤波算法对系统状态模型进行求解,从而实现最优制导回路的闭合。仿真结果表明,与传统的导引律相比,该方案在不改变导弹硬件的前提下,提高了导...     

空空导弹红外导引头建模与抗干扰仿真

为满足战斗机红外系统攻防对抗作战与训练的仿真需要,对多元探测器导弹攻击的全过程进行建模仿真。提出基于时域波形特征分析的目标识别建模技术,提高了导弹仿真结果的可信性。分析导弹抗干扰技术,建立导弹运动与制导通用计算模型,通过导弹的飞行速度特性和可用过载共同确定导弹运动特征,既简化了运算,又提高了精度。计算了导弹在典型攻击条件下的攻击区。通过多次计算验证,表明快速生成的攻击区特性与导弹真实攻击区特性基本一致。     

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。     

大直径、大长径比铆钉一次成型电磁铆接工艺

结合运载火箭大直径、大长径比铆钉结构特点,研究一次成型电磁铆接工艺.设计铆接模具,制定最优工艺参数,进行工艺试片试验,通过剪切、拉脱试验、微观金相分析等验证模具及工艺参数铆接质量可靠性.设计产品电磁铆接工艺流程,完成型号产品应用实践并进行外观分析,实现大直径、大长径比铆钉一次铆接成型.解决大长径比铆钉手工气动锤铆的成型...     

精确对地攻击姿态约束最优末制导设计

针对远程精确对地攻击姿态约束末制导问题,提出按照命中点姿态角需求设计基准弹道,并建立了围绕基准弹道的线性时变弹目运动方程。以弹道跟踪误差和控制能量最小为优化指标,取弹道跟踪误差加权阵与剩余飞行时间的平方成反比,求得了一种新的精确对地攻击姿态约束末制导律。制导指令由基准弹道补偿项和弹道跟踪误差项两部分组成。与文献[1]制导律的仿真对照表明,本文给出的制导律具有较小的需用过载,命中点姿态角控制精度高、脱靶量小、适用性好。研究结果对远程对地攻击导弹或制导炸弹末制导系统设计具有参考价值。     

中远距空空导弹制导控制系统建模与仿真研究

文中首先建立了中远距空空导弹的六自由度的制导控制系统的数学模型．并根据包括飞行试验的各种半实物仿真试验的结果对模型进行了修订，然后编制了以C语言为基础的模块化设计的仿真软件。给出了仿真算例。仿真结果表明．与实际飞行试验数据达到非常好的拟合，说明采用六自由度的制导控制系统的数学模型进行设计的正确性。     

机动弹头弹道导弹六自由度建模与仿真

针对机动弹头弹道导弹飞行的特点,应用六自由度一体化建模理论建立了较为精确的数学模型,并对其进行了仿真,给出了部分仿真结果。结果表明,所建立的六自由度运动模型能够充分表征其飞行特点,可在此基础上进一步进行系统分析、质量评估等工作。     

地地战术导弹制导控制系统仿真

建立了包括外弹道、内弹道和控制系统在内的导弹制导控制系统数学模型,用数值积分法将数学模型转化为计算机程序,仿真了导弹飞行过程中的制导与控制.仿真曲线、数据与地面试验和靶场飞行试验结果的对比分析,验证了仿真模型的正确有效性.     

导航系统的动态可靠性建模与仿真分析

针对导航系统动态可靠性分析问题,讨论了基于Monte Carlo仿真的动态可靠性事件序列采样方法,给出了Shannon信息熵采样准则;以SimPRA软件为分析平台,建立了导航系统动态可靠性仿真模型,并完成了导航系统的动态可靠性分析。仿真分析结果验证了动态可靠性分析的优越性及可行性。     

防区外投放制导炸弹滑翔段垂直面最优制导

研究了制导炸弹质点非线性运动模型条件下垂直面能量最省最优滑翔问题。为避免采用两点边界值计算带来的复杂性,以协态变量稳态解为基础求得了最优滑翔攻角的近似解析解。最优攻角满足非线性方程,需要采用叠代方法求解。为方便工程应用,给出了简化的最优攻角直接计算方法,并与最大升阻比攻角滑翔控制进行了制导性能比较。仿真结果表明,本文的最优滑翔制导律能够明显改善滑翔末端性能,滑翔末端高度得到较大增加,而速度减少不大。     

二阶滑模控制算法在滑翔增程弹中的应用研究

滑翔增程是目前采用的较为有效的一种弹箭增程技术,对滑翔增程弹进行控制,就要使弹丸在飞行过程中,能够尽可能地跟踪方案弹道。利用无陀螺捷联惯性测量装置,实时解算弹丸滑翔飞行过程中的实际飞行姿态和弹道参数,与方案弹道中的理想飞行参数进行比较,其偏差信号构成控制指令。将增程弹的弹道分为升弧段和降弧段:升弧段为无控飞行;降弧段采用二阶滑模控制算法设计控制器。通过鸭式舵控制弹丸飞行实现增程,获得了较高的指令跟踪性能,对滑翔增程弹的设计具有一定的参考价值。     

倾斜转弯导弹的分散自适应滑模解耦控制方案

针对倾斜转弯(BTT)导弹大迎角飞行状态下,3通道间较强的运动、气动、惯性耦合,提出了一种BTT导弹分散自适应滑模解耦控制方法。根据分散控制思想,将BTT导弹控制系统表示为由3个关联子系统组成的大系统。为每个子系统设计仅依赖局部测量信息的模型参考自适应滑模控制器。考虑到通道间关联的影响,设计协调回路并调整局部分散控制器的参数,保证大系统的全局渐近稳定同时实现解耦控制。自适应滑模控制器对建模不确定性、大迎角下的气动参数变化具有更强的适应性和鲁棒性。仿真结果表明,系统对机动指令的跟踪效果良好,满足BTT控制的要求。     

战术弹道导弹弹道仿真建模技术研究

在弹道导弹防御系统仿真中,需对战术弹道导弹的弹道进行仿真。一般而言,近程弹道导弹为抛物线型弹道,中远程弹道导弹为椭圆型弹道。依据上述两种弹道不同的特点,文中对这两种弹道分三段(助推段、自由飞段、再入段)建立了不同的仿真模型。该模型为反导体系的仿真提供了一个较为理想的作战对象,提高了仿真结果的可信度。     

超声速反舰导弹蛇形机动突防舰空导弹建模仿真

采用弹道仿真方法来求取超声速反舰导弹蛇形机动突防舰空导弹的突防概率.分析了反舰导弹蛇形机动的物理过程,建立反舰导弹蛇形机动的弹道模型及舰空导弹反导拦截模型.设定反舰导弹和舰空导弹的性能参数,采用蒙特卡罗法对不同组合的机动弹道进行攻防对抗仿真实验,得出超声速反舰导弹蛇形机动突防舰空导弹的突防概率.本方法还可以用于研究舰空导弹的拦截能力.     

导弹中制导系统建模与仿真研究

文中以某型号地空导弹实际应用为背景,建立了导弹在空间垂直平面运动的数学模型,雷达测量模型等.设计出了分析导弹中制导段精度的软件包,软件包由初始对准模块等多个模块组成,介绍了各个模块的组成及实现.应用本软件可分析初始对准误差等各项误差对中制导精度的影响,也可用于分析设计中制导律和弹道参数,从而进行对导弹参数设计的改进和整体性能的评估.     

捷联电视制导反坦克导弹掠飞制导系统设计方法

提出了一种掠飞制导系统设计方法。解决了反坦克导弹在直攻模式下难以有效摧毁坦克的问题。该设计方法是在直接攻击模式制导系统的基础上,通过添加弹目距离计算模块和附加角速率计算模块实现的。该制导系统控制导弹飞行到目标正上方引爆向下开口自锻成型战斗部,垂直攻击坦克的顶装甲。通过模拟试验与仿真分析验证了该制导方法的可行性和数学模型的正确性。