带微型扰流片旋转稳定弹外弹道建模与仿真

为发展修正能力更强的有控旋转稳定弹,研究了一类带有微型扰流片控制机构的旋转稳定弹。分析了该类有控弹的控制原理,针对其动力学建模问题,考虑气动非对称,建立了带扰流片旋转稳定弹的控制力和控制力矩数学模型。根据六自由度弹道模型,仿真分析了扰流片外露高度和弹丸射角、初速及启控时间对速度、弹丸稳定性和修正能力的影响。结果表明:扰流片外露高度越高,修正能力越强,但速度降越明显,攻角振荡幅度和稳态值越大,稳定性越差; 速度从亚音速向超音速变化时,修正能力先减小后增大。     

带扰流片旋转稳定弹动态稳定性

为发展一种新型弹道修正弹,以带扰流片旋转稳定弹为研究对象对其进行动态稳定性分析。推导带扰流片旋转稳定弹的动力学模型并简化得到其非齐次角运动方程,求得攻角在阶跃激励下的瞬态响应和稳态响应解析解。根据非线性角运动方程分析旋转弹结构参数、飞行参数和气动参数对系统分岔特性及稳定性的影响,通过数值计算分析带扰流片旋转稳定弹的修正能力。结果表明：求得的攻角解析解具有较高的精度;气动参数对动力学系统平衡点的稳定域影响较大;扰流片的控制效率很高。研究结果为带扰流片旋转稳定弹的结构参数设计提供了参考。     

旋转稳定弹扰流片气动外形多目标优化设计

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明：采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。     

带微型扰流片旋转稳定弹气动特性分析

为了分析并定量描述微型扰流片在旋转稳定弹上的应用效果,采用计算流体力学方法,对带微型扰流片的旋转稳定弹在不同马赫数下的流场进行研究。通过分析扰流片和弹体表面压力分布,讨论了扰流片尺寸变化对扰流效果的影响,得出了扰流片轴向力系数、法向力系数及静力矩系数随外形参数的变化规律。结果表明:采用扰流片作为气动执行机构能产生较大的操纵力,其附加法向力方向与弹体攻角方向相同; 增加扰流片面积能有效提高弹丸的升阻比; 法向力系数、静力矩系数与扰流片高度呈良好的线性关系,该线性关系在超声速下更为明显。     

带微型扰流片的尾翼弹飞行弹道仿真

为了研究微型扰流片的控制机理及控制效果,以某带微型扰流片的尾翼弹为研究对象,从动力学角度分析微型扰流片动作对尾翼弹飞行弹道的影响,建立了该类弹箭的六自由度飞行动力学模型并进行了飞行弹道数值仿真;不同速度条件下扰流片对弹箭侧偏和射程的修正结果表明：在弹箭飞行过程中某一个时刻启动微型扰流片后,弹箭的飞行姿态可以发生较大的变化,从而改变其飞行轨迹,达到弹道修正的目的。     

一种基于速度方向修正的旋转稳定弹弹道跟踪制导方法研究

针对旋转稳定二维弹道修正弹的制导律设计问题,提出了一种基于速度方向修正的弹道跟踪制导方法,推导了固定舵产生阶跃激励时弹丸的攻角及速度运动规律,得到了平均偏角的相位角与固定舵滚转角的关系。通过在标准弹道上生成一个虚拟未来点,得到了速度角的指令。提出了通过修正速度方向与该指令的偏差,实现对标准弹道跟踪的原理。提出了一种当实际弹道偏离标准弹道较远时,通过落点预测实时生成新的标准弹道的方法。仿真结果表明:小射角射击时,可在全弹道采用速度方向修正来跟踪标准弹道;大射角射击时,可在降弧段在线生成标准弹道,再通过速度方向修正来跟踪该标准弹道。     

基于三点法拦截几何的导弹滑模制导律设计

针对传统的三点法制导律在六自由度弹道仿真时的应用限制,设计了一种基于三点法弹目拦截几何的滑模制导律。在地面坐标系下利用方向余弦阵,推导出了三维空间中三点法制导律的弹目拦截几何; 将目标机动视为模型扰动量,建立了三点法拦截几何的状态空间方程; 基于滑模控制理论,通过选取合适的滑模面并通过极点配置确定其参数,设计了一种滑模制导律; 依据Lyapunov稳定性理论,对所设计的制导律进行了稳定性证明并进行了数值仿真。仿真结果表明,在导弹整个飞行过程中,坐标原点、导弹和目标始终都在一条直线上,严格符合三点法弹目拦截几何,并且制导指令相对平滑,符合实际需求。     

重力补偿比例导引的二维修正迫弹弹道仿真

为发展具有精确打击能力的制导弹药,研究基于120 mm口径的一对NACA翼型鸭式布局二维弹道修正迫弹的弹道特性.在采用Fluent软件得到新型制导弹丸的气动力系数的基础上,引入两种方式的重力补偿比例导引律进行末制导,得到了不同比例导引方式下的弹道仿真数据,最后对仿真结果进行分析.结果表明,新型制导弹丸具有较好的弹道修正能力,且使用重力补偿比例导引方式可大大降低过载,为基于一对NA-CA翼型鸭式布局制导迫弹的设计提供依据和参考.     

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。     

基于虚拟导引头的航空炸弹最优制导律研究

为消除卫星制导高度误差的影响,从而提高命中精度,卫星制导炸弹最优制导律必须满足大弹着角约束条件。文中在分析航空制导炸弹信息获取的基础上,提出并建立了卫星制导虚拟导引头数学模型;基于该虚拟导引头,研究了带有弹着角约束的最优制导律,并进行了六自由度全弹道仿真。仿真结果证明,该制导律响应速度快,弹着角性能提高约60%,具有较好的制导精度,同时制导参数设置简单,易于工程实现。     

旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的角运动特性研究

为研究旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的攻角及速度运动特性,建立了复数形式的角运动方程。推导了固定舵匀速转动时攻角的强迫运动解及固定舵产生阶跃激励时攻角的瞬态、稳态响应解析解;推导了有控时平均速度偏角的解析解,导出了平均偏角的幅值和相位角与固定舵参数的关系;提出了旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的飞行稳定性条件。结果表明：二维弹道修正弹无控时应避免共振,有控时应限制攻角最大增量及平衡攻角幅值;有控时平均偏角的相位角较固定舵滚转角提前一个前置角。研究结果对旋转稳定二维弹道修正弹的飞行稳定性设计及制导方法研究提供了参考。     

基于弹载地磁测试的高速旋转稳定弹锥形运动分析

为了研究高速旋转稳定弹丸在飞行过程中的锥形运动规律,采用弹载地磁姿态测试方法,通过分析当地地磁矢量、弹丸速度矢量及弹轴地磁测试分量间的角度关系,构建高速旋转弹丸角运动规律及参数的测试模型。给出弹载地磁测试的试验方法,构建测试平台及相应的标定与校正设备,通过试验测试获得了地磁测试数据,完成了地磁测试数据的信号滤波与姿态解算,得到弹丸锥形运动的轨迹曲线。结合弹丸角运动模型对测试弹丸的角运动过程测试结果进行分析,进一步分解得到了弹丸进动、章动运动规律。分析结果表明弹载地磁测试与弹丸角运动模型可以相互支撑,能准确揭示高速旋转弹锥形运动的规律。     

图像末制导炮弹射击效率分析

为指导图像末制导炮弹的后期具体运用,分析其射击效率.将图像末制导炮弹的外弹道分为无控段、中制导段及末制导段,分别对每个阶段的误差、有效幅员和命中概率进行分析,计算出不同条件下对固定和运动目标的射击命中概率及毁伤概率,并与普通榴弹和激光末制导炮弹进行对比.结果表明:在不考虑操纵手搜索发现目标的情况下,图像末制导炮弹的射击效率与距离关系不大,整体上高于激光末制导炮弹,对装甲类点目标的命中概率基本保持在0.7以上.该研究可为下阶段该弹的具体作战运用提供理论支撑.     

基于激光制导的高速拦截制导精度分析

防空领域中存在拦截目标速度高,控制时间短等难题。基于Simulink模块仿真,搭建激光末制导回路并构造该回路的伴随系统,仿真分析了随着弹-目接近速度不断提高,激光导引头在不同响应速度条件下,导引头角速度测量误差、角速度噪声以及导引律中的角度约束等因素所引起的脱靶量随末制导时间的变化规律。结果表明,提高激光导引头的响应速度能够有效降低弹-目接近速度提高所带来的影响。若弹-目接近的马赫数达到4以上,导引头带宽至少需大于80Hz,才能使得制导精度不会随着接近速度的提高而进一步的降低。     

基于减旋控制的侧向弹道修正技术

为了对旋转稳定炮弹的侧向弹道进行修正,实现低成本的二维弹道修正,阐述了旋转稳定炮弹通过减旋控制减小方向偏差的修正原理;根据旋转稳定炮弹的飞行稳定性条件,推导出方向修正时修正弹的最低转速要求;建立了组合式二维弹道修正弹的飞行弹道数学模型,对修正弹的转速、方向动力平衡角、飞行稳定性和最大方向修正能力等进行了数值计算.结果表明,采用减旋控制方式可以调节弹道方向偏差,方向修正控制后修正弹的转速应高于其最低转速要求.研究结果对简易二维弹道修正技术研究有较好的参考作用.     

末制导炮弹训练模拟系统设计中命中情况分析

从末制导炮弹指挥训练模拟系统设计中对命中情况判断的需要出发。利用射表分析了在无法得到弹道数据条件下．指挥员所确定的开始表尺、开始方向、程装和延迟时间对命中情况的影响．重点分析了程装引起距离和延迟时间的改变情况。以及延迟时间对命中情况的影响，得到一种可行的判断末制导炮弹命中情况的方法。经过与手工作业的结果进行比较．证明该分析结果切实可行。该方法避开了目前尚无法得到末制导炮弹准确弹道数据的困难。较好地解决了末制导炮弹模拟系统设计中命中情况判断的问题。