“智能弹道理论与技术”的兴起给外弹道学发展带来的问题与挑战

弹道学是兵器科学与技术的基础学科之一,同兵器技术的发展息息相关。伴随着智能弹箭的兴起和发展,智能弹道理论与技术将是今后外弹道学发展的一个主流方向。但如何理解智能弹道的概念、内涵和功能,智能弹道同已有弹箭的飞行弹道有何差异、所依托的关键技术有哪些、难点何在,以及后续发展中应注意的问题等这些内容尚在探讨中。该文以展望外弹道学发展为着眼点,以外弹道理论与技术为基础,对上述问题展开分析和梳理,以期为后续智能弹道理论与技术的发展提供帮助。应当指出,智能弹道理论与技术引出了众多外弹道学新问题、新概念、新术语和新技术,需要外弹道学研究人员不断探讨,并在发展研究中逐渐完备其理论。该文仅是抛砖引玉,希望有更多外弹道学研究人员来开展这方面研究,逐步形成智能弹道理论体系。

变外形滑翔制导炮弹的气动外形多目标优化

为提高滑翔制导炮弹在爬升段和滑翔段的气动弹道性能,实现大幅度增程的目的,基于尾翼变后掠变展长的形式对常规固定外形的滑翔制导炮弹进行变外形设计。采用Missile Datcom作为气动计算工具,以尾翼展长和后掠角作为变形参数,并调整舵翼的外形参数,基于NSGA-Ⅱ多目标优化算法对滑翔制导炮弹的爬升段(优化目标为弹丸的零升阻力系数和静稳定储备量)和滑翔段(优化目标为弹丸的升阻比和操纵比)分别进行了变外形多目标优化设计,最终获得各飞行段的最优外形方案。数值仿真结果表明:优化后的变外形方案可明显改善该滑翔制导炮弹各飞行段的气动弹道性能。在本文设定的飞行条件下,爬升段阻力系数降低了13.3%,滑翔段升阻比增大了36.1%,弹丸在整个飞行过程中稳定性适当,且稳定性和操纵性、舵偏角与平衡攻角匹配较好;相较于基准固定外形方案,滑翔控制条件下采用变外形方案的滑翔制导炮弹射程增加了8.4%,增程效果显著。本文工作为滑翔制导炮弹的变外形方案设计提供了参考。

鸭舵式双旋弹舵翼非线性控制力建模与分析

鸭舵式双旋弹通过调节前体滚转角方位进行弹道修正,建立准确的舵翼控制力模型是深入研究其弹道特性和进行弹道设计的关键。综合考虑弹体和各片舵翼之间的干扰作用,在非滚转系中利用傅里叶级数对前体纵向对称面相对复攻角平面方位改变产生的周期性效应进行变换,建立适用于该类炮弹大攻角飞行的精确舵翼控制力工程计算模型,从原理上显示其与四片舵翼结构参数、复攻角幅值和相位以及前体滚转角方位间的关系。通过计算流体力学数值方法对不同前体滚转角和复攻角下的舵翼控制力进行仿真分析。研究结果表明:受一对减旋舵和操纵舵的法向力共同影响,舵翼控制力的大小和方向变化均呈现出强非线性特征,在大攻角条件下尤其突出;在任意复攻角和前体滚转角情况下,所建模型能够准确描述鸭舵式双旋弹的舵翼控制力及各因素对它的影响,为该类炮弹的前体结构设计、弹道特性分析和弹道设计等提供了理论依据与参考。

滑翔增程弹滑翔弹道设计

在滑翔段上采用法向加速度等于零和升阻比最大两种方式进行滑翔弹道设计,导出俯仰舵偏角和平衡攻角的表达式,得到滑翔射程的一般关系式,分析了决定制导炮弹射程的主要因素。仿真结果表明,采用这两种方式设计的滑翔弹道各有特点,在工程实现中可以根据不同的使用要求和实际情况进行选择。

卡尔曼滤波在弹道修正弹落点推算中的应用

为了准确地估算常规弹箭的飞行弹道，以便对其实施简易弹道修正并大幅度提高弹箭的密集度，应用卡尔曼滤波方法，结合质点弹道模型，建立了卡尔曼滤波弹道模型．对地面侦察雷达探测到的一段飞行弹道参数进行滤波，进而外推出弹道落点．仿真结果表明，雷达测量信号中的噪声具有随机性且幅值较大，在卡尔曼滤波过程中，滤波方差衰减很快，滤波后测量噪声能够较快地大幅度减小；外推弹道落点精度随着雷达跟踪时间（跟踪点数）的增加而迅速提高，经过一段跟踪时间后，这种趋势逐渐变缓．对于大口径弹道修正弹，雷达跟踪点数宜取30～40点，求解一条弹道约需几十ms．

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一种弹箭增程技术。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别;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。

二维弹道修正弹修正方法

为提高弹箭密集度,采用阻力修正原理进行纵向距离修正;增设阻尼片,调节炮弹的极阻尼力矩来改变炮弹旋转速度,进而调节偏流大小来实现侧向弹道修正,是一种低成本的二维弹道修正技术。基于牛顿流理论、经验公式和风洞实验数据提出了组合式二维修正机构弹道修正弹的扩增阻力系数和扩增极阻尼力矩系数计算方法,对不同阻力环、阻尼片结构的气动力进行了数值计算分析。分析了组合式二维弹道修正弹的侧向弹道修正原理,建立了其飞行弹道数学模型,对阻力环、阻尼片机构在飞行弹道上不同位置处作用对应的射程修正量、侧向弹道修正能力和动态飞行稳定性进行了数值计算。结果表明:该二维弹道修正技术可以满足对弹道纵向和侧向偏差修正的需求,且不影响炮弹的飞行稳定性。

一维弹道修正弹气动力计算方法和射程修正量分析

为提高弹箭密集度,采用阻力修正原理进行纵向距离修正是一种低成本的一维弹道修正技术。基于牛顿流理论和风洞实验数据提出了一维弹道修正弹阻力环机构的扩增阻力系数计算方法,通过对不同阻力环结构的气动力数值计算分析,得到阻力环外露高度对扩增阻力系数的影响远大于安装位置等结论。建立了一维弹道修正弹的数学模型,对阻力环机构在飞行弹道上不同位置处作用对应的射程修正量进行了数值计算和炮射试验对比,计算弹道结果和实测弹道结果基本一致。表明提出的一维弹道修正弹阻力环机构的扩增阻力系数计算方法和射程修正量计算数学模型有较高的计算精度,可作为该类弹箭的弹道设计工具。

弹道修正弹落点预报方法研究

为了根据空中飞行弹箭的一段实测弹道参数,准确预报弹道落点,并实施弹道修正,实现对目标的精确打击,在阐述弹道修正弹飞行原理的基础上,建立了扩展卡尔曼气动参数辨识弹道模型。该模型可对一段实测弹道参数进行弹道滤波,辨识出空中飞行弹丸的实际阻力和升力符合系数,并能较准确预报其后续飞行弹道。数值计算结果表明,经扩展卡尔曼弹道滤波后,能有效剔除测量弹道参数的噪声,且坐标滤波方差、阻力和升力符合系数迅速收敛；预报弹道落点的精度与飞行弹道参数的测量时间和采样时间间隔有关,考虑到实时弹道预报方法的预报弹道落点精度和解算时间等,飞行弹道参数测量时间宜取6~8 s,采样时间间隔宜在60~120 ms 范围内选取,为弹箭实现弹道修正提供了参考。

滑翔增程弹方案弹道特性的研究

阐述了滑翔增程弹的飞行原理 ,建立了滑翔增程弹的方案弹道模型 ,通过数值计算得到了滑翔增程弹方案弹道的形状特征、弹丸飞行速度沿全弹道的变化规律和最大射程角的特点 。

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.

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一种弹箭增程技术。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弹道模型,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:在滑翔控制段弹体采用俯仰滑翔飞行,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。

制导弹箭分数阶控制系统

针对制导弹箭控制系统中系统参数出现较大的非线性和时变性等问题,整数阶PID控制难以获得满意的控制效果。根据分数阶微积分的定义和性质,构造了分数阶控制器的结构,分析了其控制器参数对系统性能的影响,将分数阶控制器应用到制导弹箭的控制系统设计中,并对制导弹箭的分数阶控制系统进行了研究。结果表明,分数阶控制器较PID控制器有更强的鲁棒性和抗干扰能力,可以应用于制导弹箭的控制系统中,设计的分数阶控制器的频域和时域响应特性较PID控制器要好。研究结果为分数阶控制器在制导弹箭控制系统中的应用提供了理论基础。

鸭式制导炮弹气动外形优化设计方法研究

为了获得鸭式制导炮弹的最佳气动外形参数,建立了鸭式制导炮弹的气动外形参数优化数学模型,以气动性能参数要求为设计依据,提出一种鸭式制导炮弹气动外形参数的优化设计方法。对某鸭式制导炮弹算例的气动外形参数进行优化,结果表明:优化得到的气动外形参数能够保证该弹在飞行过程中稳定性适当,稳定性与操纵性匹配,舵偏角和平衡攻角匹配较好。该方法可作为此类弹箭气动外形设计的工具。

舰船运动对弹道修正弹预报弹道落点的影响分析

为对基于雷达探测系统的舰炮弹道修正弹进行快速、准确的弹道解算及精度分析,通过建立舰船运动与雷达测量参数间的关系研究了舰船运动对弹道修正弹预报弹道落点的影响。建立了舰船摇摆角、航速、航向角及其升沉等因素测量误差对雷达测量弹道参数坐标转换精度影响的数学关系。结合扩展卡尔曼滤波预报弹道模型,计算分析了舰船运动中各因素测量误差对预报弹道落点的影响。计算结果显示:在同时考虑舰船摇摆角测量误差的情况下,与仅考虑雷达测量误差的计算结果相比较,雷达测量弹道参数的坐标转换误差和预报弹道落点误差增大了约1倍;在纵向和方向上,在同时考虑舰船航速、航向角及升沉测量误差的情况下,与仅考虑雷达测量误差的计算结果相比较,雷达测量弹道参数的坐标转换误差和预报弹道落点误差分别增大了约0.5和2倍。

制导炮弹滑翔弹道优化设计方法研究

为了获得滑翔增程制导炮弹的最优滑翔方案弹道,利用庞特里亚金极小值原理建立了制导炮弹在纵向平面内的最优滑翔飞行运动方程。研究了最优滑翔弹道的解法,并对制导炮弹滑翔飞行的最优控制参数进行了设计。结果表明,优化得到的升力控制系数能够保证该弹的飞行水平距离最远,且最优升力控制系数在1附近变化,并最终趋近1。

简易控制修正力技术研究

阐述了简易控制的体制,分别建立了采用脉冲或舵机实施控制的弹道模型,对2种执行机构的修正力特性进行了分析,研究了2种执行机构的控制策略.针对某型迫弹无控飞行时的试验中间概率误差约为1%,利用蒙特卡洛打靶法,在相同的计算条件下,若末段采用脉冲控制,仿真计算得到其圆概率误差小于等于4 m;若末段采用舵机控制,其圆概率误差小于等于2.5 m.结果表明,利用脉冲或舵机在迫弹的末段实施简易控制,能够大大改善其密集度,且两者的控制原理、控制过程等各有特点,对今后的工程化应用有一定的参考意义.

滑翔增程弹飞行弹道

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一种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹的方案弹道模型和控制方程,对其飞行弹道特性进行了分析。仿真计算表明,滑翔弹道与常规弹道在升弧段上是一致的,而在降弧段上则出现了较大的差别;弹丸飞行速度沿全弹道的变化规律和最大射程角出现新变化;控制弹道很好地逼近了方案弹道,说明其控制方法是可行的,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。

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。

高速旋转底部排气弹的三维流场数值模拟与分析

为研究高速旋转条件下底部排气弹的减阻特性,运用滑移网格技术进行底部排气弹三维流场的数值模拟。研究了不同转速条件下底部排气弹的减阻特性,分析了旋转效应对减阻性能的影响以及一定阻力系数下排气参数与弹丸转速的约束关系。研究结果表明:同一个排气参数下,阻力系数随转速增大而减小;同一个转速下,阻力系数随排气参数的增大呈现先减小、后增大的变化规律;高速旋转使得底部排气弹具有更好的减阻效果;减阻期望一定时,排气参数与弹丸转速呈现此消彼长的关系,对于确定转速的底部排气弹,存在着最优的排气参数。