滑翔增程火箭弹的飞行姿态控制方法研究

为了解决滑翔增程火箭控制过程中攻角在很短的时间内急剧增大的问题，提出了一种通过加入阻尼环节减小攻角过冲的控制方法，从而使火箭弹的攻角慢速增加至所需攻角，避免了攻角的振荡现象。文中导出了舵机控制过渡的动力学方程，给出了控制环节参数的确定方法以及该控制方法的数值仿真结果。仿真结果表明：采用该方法后．控制弹道过渡过程的攻角过冲减小了80％。     

尾翼滑翔增程炮弹最大滑翔距离研究

根据尾翼滑翔增程炮弹的空气动力特性和飞行弹道特性,对其滑翔距离进行了分析研究,在一定的假设条件下,得出水平滑翔距离计算公式,在不考虑滑翔时高度对下降段射程的影响的情况下,推导了最大滑翔距离的计算公式,所得结果对于尾翼滑翔增程炮弹的外弹道设计具有一定的参考价值。     

带鸭舵滑翔增程炮弹飞行弹道研究

文中针对鸭式布局的滑翔增程炮弹的飞行弹道特性,通过动力学分析,建立了滑翔增程炮弹的各飞行弹道段的弹道模型和控制模型,数值分析给出了滑翔增程弹飞行速度变化规律、最大射程角以及滑翔增程炮弹的滚转控制段与滑翔控制段的弹道特性,研究结果为鸭式布局滑翔增程炮弹的弹道设计提供了理论基础。     

超远程制导炮弹滑翔增程弹道仿真研究

本文对滑翔增程的原理及弹道特性进行了分析,建立了超远程制导炮弹滑翔增程外弹道的数学模型,对最大升阻比弹道进行了仿真,从而得出理想方案弹道及实际方案弹道。对仿真结果进行了分析,并对控制环节及鸭舵外形提出了改进措施,有效解决了飞行过程中姿态角及攻角震荡的问题,保证超远程制导炮弹能够进行稳定而有效的滑翔飞行。     

亚音速飞行器往复式滑翔增程弹道设计

为增加亚音速巡航导弹的有效航程,提出一种往复式滑翔增程弹道方案。基于已有的气动参数建立水平直飞巡航弹道与往复式滑翔巡航弹道模型,对比分析2种弹道方案的有效航程及其特性,从能量守恒角度出发研究往复式滑翔的增程原理。进一步研究初始飞行马赫数、初始弹道倾角以及初始飞行高度对往复式滑翔弹道增程特性的影响。研究结果表明:往复式滑翔弹道能够有效增加导弹航程,相比于常规水平直飞弹道的最大飞行距离,往复式滑翔弹道的增程效率达到100.42%; 在往复式滑翔弹道能够成功的前提下,初始飞行马赫数越大,初始弹道倾角越小,初始飞行高度越低,往复式滑翔弹道的增程效率越明显。     

滑翔增程弹弹道优化设计研究

研究了炮弹的增程优化设计,建立了滑翔增程弹的运动模型,为了简化问题及获得良好的弹道,提出分段优化全程弹道的方法;全程弹道分为弹道段、滑翔段,采用不同方法对各段进行优化,包括最佳射角设计、能量损失最小弹道设计、最优滑翔设计等,从而使得整个弹道达到最优;通过对某型炮弹为对象的数字仿真,所设计的弹道能够实现最大增程效果;研究结论对滑翔增程炮弹弹道优化设计具有一定的参考意义。     

炮弹增程技术的发展

系统地介绍了炮弹增程技术研究和发展状况,详细地论述了火箭、冲压、滑翔、复合等增程技术的发展现状、关键技术,并对炮弹增程技术的发展提出了建议.     

舰炮增程制导炮弹射程指标论证方法

针对舰炮制导炮弹中射程指标论证存在的问题,提出了一种射程指标论证方法。通过分析国内火炮射程 论证的方法及现状,结合舰炮制导炮弹的结构特点和工作原理,分别从水面舰艇对岸火力支援作战需求牵引、关键 技术发展水平的推动与制约进行综合平衡,提出了射程指标论证方法,在建立制导炮弹外弹道仿真模型基础上,开 展仿真与对比分析,得出射程指标。仿真结果表明,该研究可为大口径舰炮复合增程制导炮弹初步方案、相关技术 参数设计和射程论证提供参考依据。     

可控式折叠翼火箭弹的增程技术探究

文中通过对现有火箭弹增程技术方案的分析,指出其存在的局限性和不足,提出可控式折叠翼技术的火箭弹增程方案,对实施新方案后的相关性能参数作了定性分析,同时给出相应的弹道规划设计,针对可控式折叠弹翼的相关结构设计工作,提出具体的设计思路和注意事项,并介绍了可控式折叠弹翼用地面试验设备的设计方案,为火箭弹性能的进一步完善提供了新的途径。     

底部排气弹极限增程率与最大可能增程率的计算分析

本文从极限增程率和实际极限增程率的关系出发,引入了最小底排工作时间的概念.在对最大可能增程率的理论分析上,提出了底排工作段减阻率的弹道平均值的概念,并根据射程增加量与总阻减阻率之间的关系,给出了最大可以增程率的一个下限值及达到下限值的条件.并举例计算了极限增程率、实际极限增程率和最小底排工作时间,对底排工作段的各时间区段的排气参数进行了层权分析,给出了对增程率影响较为显著的底排工作时间段.最后提出了利用最大可能增程率进行底部排气弹弹道设计的一般方法.     

滑翔增程弹箭滑控段弹体运动模式对增程效率的影响

增程技术是弹箭技术重点发展方向之一,而滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹箭的飞行过程,建立了滑翔增程弹箭的滑翔段弾道模型,在滑翔控制段弹体分别采用俯仰滑翔飞行和旋转滑翔飞行,分析了在滑'翔控制段弹体的两种运动模式对弹箭增程效率的影响。仿真结果表明：在滑翔控制段弹体釆用俯仰滑翔飞行,增程效率高,但在滚转控制过程中控制系统复杂,对舵机的要求高;在滑翔控制段弹体采用旋转滑翔飞行,增程效率较低,但整个控制过程中控制系统简单,对舵机的要求低。     

滑翔增程弹弹道特性分析

滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过 程,按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段,并分别建立了各段的弹道模型;研究了整个飞行弹道 的特性,得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的,在降弧段上则出现了较大的差別;在滚控 段采用“小步走”的控制策略,在滑控段采用开环控制。仿真计算表明：控制方法可行,计算结果与 设计思想一致,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过 程,按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段,并分别建立了各段的弹道模型;研究了整个飞行弹道 的特性,得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的,在降弧段上则出现了较大的差別;在滚控 段采用“小步走”的控制策略,在滑控段采用开环控制。仿真计算表明：控制方法可行,计算结果与 设计思想一致,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。     

垂直发射反潜火箭(VLA-ER)增程白皮书

垂直发射反潜火箭是一种全天候、快速反应、中程反潜作战(ASW)导弹。通过一系列改进优化,可大大增加其射程(4～5倍),并提高打击精度。     

滑翔增程制导炮弹复合导引算法设计及仿真

以滑翔增程制导炮弹为研究对象,研究其实现远程飞行和精确打击的导引律设计方法。为提高滑翔增程制导炮弹的射程,保证远距离飞行的稳定性,并实现对目标的精确打击,设计中、末制导结合的复合导引算法,采用经典PD控制方法进行中制导弹道跟踪算法设计;采用比例制导律设计末端精确导引算法;基于所设计的方法开展弹道仿真验证。仿真结果表明,导引算法能够实现不同射程的精确打击,满足设计要求。     

求解滑翔增程弹较优舵偏角方法

文中阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹在纵向平面内的弹道模型,分别采用序列二次规划法和最大升阻比法,对俯仰舵面的较佳控制过程进行了分析,仿真计算表明,序列二次规划法优化得到的俯仰舵偏角规律较优,适用于滑翔增程弹求解俯仰舵偏角的后期优化工作;最大升阻比法所求得的俯仰舵偏角规律较差,但其方法及求解过程简单,适用于滑翔增程弹前期的论证工作.     

滑翔增程弹鸭式舵的气动设计与分析

为了保证滑翔增程弹箭在滑翔飞行过程中有效地增程,必须对滑翔弹箭的舵面进行气动设计与分析.阐述了制导炮弹舵面参数确定的原则,研究了滑翔增程弹舵面几何参数的选择、舵面尺寸确定的方法.仿真结果表明,采用该方法确定的舵面气动性能能够保证滑翔增程弹在滑控段飞行过程中稳定性适当,静稳定性储备量约在4%左右;操纵性较好,舵面偏转10°,能够产生约6°的平衡攻角;稳定性与操纵性、舵偏角和平衡攻角匹配较好,为滑翔增程弹舵面的气动设计提供了参考.     

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。