弹链供弹软导引的空间姿态仿真

分析了弹链供弹软导引的形状与射向、射角之间的定量关系。结合软导引系统结构特点,建立了导引的数学模型,并研制了分析计算软件对其求解,确定不同射向、射角工况下软导引在三维空间中的形状。     

节片式柔性导引的结构特性仿真分析

通过分析常见的柔性导引结构,同时根据无链供弹系统的结构特点和功能要求,设计了一套适合无链供弹系统的节片式柔性导引结构,并运用RecurDyn多体动力学软件对节片式柔性导引在一定工作条件下进行动力学仿真分析。分析结果表明,这种节片式柔性导引结构简单,原理可行,能够实现稳定、连续地供弹,为新型无链供弹系统的进一步研究设计打下基础。     

某供输弹系统螺旋导引设计与仿真

为获取更大的供弹弹药基数,提高火炮的战斗能力,对某供输弹系统螺旋导引进行设计.建立了螺旋导引的数学模型,并利用solidworks软件进行三维建模,在ADAMS中建立炮弹与螺旋导引碰撞的多体动力学模型,分析炮弹在螺旋导引中的运动规律,并进行仿真分析.仿真结果表明:该螺旋导引的供弹阻力并不是很大,能保证过弹的通畅性,螺旋导引设计方法的具有可行性,为供弹系统的导引结构设计提供了一种设计思路.     

某球铰式柔性导引仿真与优化

为降低航炮武器系统供弹阻力,根据某直升机武器平台特点,设计基于无链供弹原理的球铰式柔性导引。 分析该球铰式柔性导引的基本结构和工作原理,建立闭合弹带在柔性导引中运动和受力情况的数学仿真模型,并根 据分析结果对导引结构进行优化;通过试验测试该柔性导引在不同工作条件下运动阻力的变化情况,分析影响其工 作性能的因素。结果表明：采用刚、柔结合的球铰式柔性导引能有效降低航炮武器系统供弹阻力,提高供弹可靠性。     

根据供弹导引空间姿态计算自动机负载的方法研究

通过分析某小口径舰炮供弹柔性导引的结构特征及运动特点,建立了柔性导引空间姿态仿真的数学模型,能够确定舰炮在任意射向射角工况下柔性导引各节“导链”的中心位置。根据各节＂导链＂的中心位置、弹链线速度和弹链与导引之间的摩擦因数等参数能够计算出弹链与柔性导引之间的摩擦力,从而可以计算出任意工况下自动机的负载,计算结果可作为确定自动机设计参数的依据。并对研究小口径舰炮扬供弹自适应技术有一定的指导意义。     

同旋向供弹单元设计与仿真优化

同旋向供弹单元结构紧凑,更适合应用于对空间布局有特定要求的无链供弹系统中。为了最大程度降低同旋向供弹过程中炮弹的速度变化量,分析了同旋向供弹单元设计输入参数,以某自动机供弹系统中的同旋向供弹单元为例,建立了动力学分析模型,根据工程设计特点,进行了多输入参数的仿真分析,分析过程及结果对无链供弹系统的优化设计提供了一定的参考。     

导弹大角度攻击的虚拟目标比例导引律设计

文中在对导弹大角度攻击问题充分分析的基础上,首先针对一定高度和性能限制下的导弹攻击．在一定的假设基础上,提出了导弹最大攻击角度的估算公式,并通过仿真验证了公式的正确性,随后,针对导弹落角控制和精度控制的矛盾,以虚拟目标比例导引理论为基础,提出了一种新颖的匀速直线运动虚拟目标设计方法,同时满足了精度和角度的要求,最后按照总结的设计步骤进行导弹的6DOF仿真研究,仿真结果验证了设计方法的正确性。     

一种新式的闭合弹带机构

为平稳准确地将弹丸传送到自动机并实现连续供弹,提出了一种闭合弹带式传输技术。从技术状态及优点2个方面进行详细论述,并在目标机上进行试验。结果表明：该系统结构简单,布置灵活,可广泛应用于舰载、车载、机载火炮的无链供弹系统,具有良好的应用前景。     

一种空间拦截导引规律的设计

引用趋近律及自由递阶控制的概念,研究了简约型非线性系统的变结构控制问题,给出了一种非线性切换函数σ(x)的确定方法。在推导出拦截器与目标相对运动方程的基础上,基于变结构控制方法设计了一种非线性导引规律。结果表明,比例导引规律是该非线性导引规律的特例,仿真结果证实了该非线性导引规律的优越性。     

拨弹轮齿数对供弹运动的影响分析

为保证炮弹在动态交接过程中炮弹速度的平稳性和交接的准确性,分析供弹交接单元中拨弹轮齿数对炮弹交接过程的影响。以某小口径自动机无链供弹系统为例,建立供弹交接单元的动力学模型,对拨弹轮在不同齿数情况下进行炮弹交接仿真分析,得到炮弹速度曲线图,并分析了炮弹与拨弹轮之间的碰撞力。仿真结果表明：拨弹轮齿数的不同对炮弹在不同单元之间的交接有直接的影响,当前后交接单元齿数相同时,炮弹交接速度最平稳可靠。随着供弹速度的不断提高,炮弹与拨弹轮之间的接触力也不断增大。     

带末端角度约束的离散滑模制导律设计

为了提高导弹的命中精度,基于平面内弹目运动方程的离散形式,设计了一种带有角度约束的离散滑模制导律;基于李雅普诺夫理论分析了滑模制导的稳定性与可达性条件;然后将该制导律与带有角度约束的离散比例制导律进行比较,结果表明,设计的制导律更满足角度约束条件且具有更小的脱靶量,最后采用蒙特卡洛仿真验证了该制导律的普遍适用性。     

基于制导一体化设计实现大入射角攻击目标的技术研究

考虑到导弹弹体和控制回路的特性,结合比例导引规律,得到了一种便于工程实施的综合制导律.该制导律改善了制导性能,通过平衡舵偏补偿技术,实现了高精度、大入射角攻击目标的功能.数学仿真结果显示了该方法的有效性.     

带末端角约束的机载布撒器最优滑模制导律设计

根据机载布撒器的工作特点，设计了一种满足其作战要求的具有末端角度约束的制导律．并分析了工程实用性。采用基于视线角和视线角速度的最优滑模制导律，能够使得布撒器以合适的俯仰角和弹道倾角到达目标上方的开舱点，并进行抛撒子弹药。仿真结果表明．该制导律能够同时满足布撒器的命中精度和期望角度要求。     

驾束制导炮射导弹火炮发射角设计

为了减小驾束制导炮射导弹导入段偏差,使导弹启控时尽量靠近波束中心,必须合理设计火炮发射角。结合驾束制导的主要特点,首先分析了发射角设计的要求;并在一定的假设条件和约束条件下,针对该设计要求,利用导弹质心运动学方程和动力学方程,推导出了驾束制导炮射导弹发射角的计算公式;最后利用某驾束制导炮射导弹弹道模型进行了仿真,仿真结果验证了该计算公式的准确度很高。利用该计算方法所确定的发射角范围能够满足导弹导入段的要求,且计算简便。     

带落角约束的反舰导弹自适应模糊滑模三维导引律设计

为了完成反舰导弹按预定方向打击目标的战术要求,基于三维弹目相对运动模型,将落角要求约束在滑模面上,然后通过模糊系统对非线性模型进行逼近,设计了一种带有落角约束的三维自适应模糊滑模导引,并根据Lyapunov稳定性定理,从理论上证明了制导系统的稳定性。仿真结果表明了本文方法的正确性和有效性。     

Guidance Law Design Under Impact Angle Constraint Based on Nussbaum-type Gain Technique

Aiming at the guidance problem under impact angle constraint for homing missile against ground targets,a new adaptive robust nonlinear terminal guidance law was proposed in this paper.According to nonlinear kinetic relationship between the missile and target in vertical plane,a mathematic model was formulated while the motion of target and the system structure perturbation were regarded as limited disturbances.Based on the ideas of zeroing the rate of line-of-sight(LOS)angle and the impact angular tracking error,a nonlinear control strategy was contrived to obtain adaptive robust guidance law by adopting Nussbaum-type gain technique under a desired impact angle.The stability of guidance system in finite time is strictly proven by using Lyapunov stability theory.Finally,the numerical simulation verifies the effectiveness of the proposed scheme.     

一种激光导引头角跟踪回路的建模与仿真

讨论考虑激光探测非线性和脉冲重复频率等因素时,激光导引头角跟踪回路的数学模型,并在MATLAB下对该模型进行仿真。以满足导引头的性能指标为前提,优选系统结构参数,分析系统特性。     

图像制导空地导弹攻顶弹道方案研究

空地制导武器侵彻战斗部为达到最佳毁伤效能,在保证精度的同时,对落角提出了严格的要求.首先基于二次型最优理论推导了满足落点及落角约束的最优制导律.以远程图像制导空地导弹为背景开展攻顶弹道方案研究,针对纯惯导使用条件要求,提出了末导时间tgo算法,同时制导律参数以导引头框架角约束实现自适应.通过仿真计算验证弹道方案的可行性.     

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。