小型多联装制导火箭弹弹道设计研究

提出了一火箭弹纵向平面内动力学模型,进行了一种基于伪谱法为的多联装制导火箭弹弹道设计;通过仿真算例对该方法进行了验证和分析。结果表明,该方法能够快速有效进行火箭弹多发连射时弹道设计,对于小型多联装制导火箭弹总体设计具有参考价值。

基于有限元的制导火箭弹空气舵裂纹成因分析

针对制导火箭弹中空气舵表面出现裂纹的问题,进行有限元仿真分析。通过模拟固化过程的边界约束及固化压力载荷,得出的剪切应力较大位置与实际出现裂纹位置一致;复合材料成型过程中外部施加压力过大会导致空气舵金属芯网格位置与复合材料产生剪切压溃效应,增加结构残余应力,特别是舵芯根部等较薄的复合材料区域出现较大的剪切力时会导致在相应位置的舵面处出现穿透性裂纹;通过优化控制工艺参数能有效改进施压过大以及降温速率过快的情况进而预防表面裂纹的产生。结果表明,该分析为后续空气舵结构设计以及生产制造提供了指导参考。

大长径比远程制导火箭弹自适应Super-twisting控制方法

针对具有轻质薄壳结构的大长径比远程制导火箭弹刚体-弹性体耦合动力学控制难题,提出了一种自适应Super-twisting控制方法。首先,将大长径比远程制导火箭弹的弹性模态与外部干扰项视为归一化扰动,建立了考虑参数、模型不确定性的刚体-弹性体耦合动力学模型。针对外部扰动难以实时精准获取的问题,设计了有限时间收敛干扰观测器,能够在大范围气动参数摄动情形下对远程制导火箭弹外部扰动进行实时精准估计。为提高系统鲁棒性,设计了基于Super-twisting算法的自适应有限时间控制方法,使系统能根据状态误差自动调节控制参数,在削弱高频抖振的同时有效提高抗干扰能力。仿真结果表明:所提控制方法在弹体±15%气动参数摄动的条件下,由平飞状态转变为跟踪幅值为10的正弦弹道倾角指令时,实现3.2 s内弹道倾角跟踪误差收敛至0.002°,可实现远程制导火箭弹姿态平稳跟踪控制弹道倾角指令。

GPS/INS组合导航在制导火箭弹中的应用

为实时、精确获得火箭弹飞行过程中的状态参数,针对火箭弹的导航环境,研究了GPS/INS组合导航系统在制导火箭弹中的应用,建立了组合系统的动态方程及位置、速度组合误差模型,采用卡尔曼滤波器对该组合系统进行最优估计并进行了仿真分析。仿真结果表明,组合导航系统能为火箭弹制导提供高精度的位置姿态信息,进而为控制系统提供较精确的测量信息,从而大大提高了火箭弹的射击精度。考虑到导航系统成本较低、工作可靠,算法可以实时实现,因此研究结果具有一定的实际应用价值。

低成本制导火箭弹飞行控制系统设计与仿真

为提高火箭弹的打击精度,设计了一套低成本制导火箭弹飞行控制系统。该系统结合GPS/INS组合导航技术,能够按照目标弹道对火箭弹的实际飞行弹道进行修正控制,以提高落点精度。为验证系统性能,还建立了制导火箭弹的实时仿真模型,控制算法可以加载到实物中进行半实物仿真实验,以优化控制参数,完善控制算法。经试验检验,该系统运行稳定可靠,控制精度高,具有工程应用价值。

单天线GPS姿态测量系统在制导火箭中的应用

为了解决火箭横向尺寸不足以安装多天线GPS的技术问题,提高制导火箭飞行姿态的测量精度,研究了利用单天线GPS进行姿态测量的方法.引入伪姿态的概念,分析了由伪姿态测量辅助求取载体姿态的具体算法,建立了单天线GPS姿态测量的数学模型,利用卡尔曼滤波模型对状态矢量模型进行滤波,得到相应的速度、加速度信息,根据常规姿态与伪姿态的关系,得到火箭的常规姿态信息.通过仿真研究,验证了这种姿态测量系统在制导火箭上的可行性和有效性.

某型制导火箭弹弹道仿真

制导化改造是提高火箭弹精度最有效的一种方法。弹道仿真在制导火箭弹研究设计中占有非常重要的地位,仿真结果的正确性与合理性直接影响了制导控制系统的设计开发。为了对制导火箭弹的弹道进行仿真,首先建立了制导火箭弹的运动数学模型,而后结合风洞试验得到的动力系数进行了无控弹道仿真,得到了弹道、速度、弹道倾角和攻角等变化曲线。仿真结果可信度较高,可以为今后的研究提供物理量参数。

GPS/INS全组合制导火箭弹姿态仿真研究

建立了状态变量为15维的组合系统动态方程,对运用GPS姿态测量系统的GPS/INS组合导航系统进行了分析,得出了增加不同种类的外部导航信息观测量将有效提高惯导系统误差修正能力的结论。应用卡尔曼滤波方法对GPS姿态测量系统信息对惯性导航系统的误差修正能力进行了仿真。仿真结果表明,GPS姿态信息的引入可以大大提高制导火箭弹的航向测量精度,能较好地改善INS的导航性能。

制导火箭弹最优末制导律设计

为了提高火箭弹攻击地面目标的毁伤概率,以满足终端落角约束的要求,针对火箭弹飞行控制过程中采样周期短、系统动态变化快的特点,考虑系统状态噪声和观测噪声等随机因素的影响,基于随机系统最优控制理论,设计了一种最优末制导律。对3种攻击目标情形下某远程制导火箭弹的末制导段进行弹道仿真与分析。仿真结果表明,该最优末制导律能够满足大弹着角这一约束条件,火箭弹能够精准地命中预定目标,且弹道终段过载较小。

双旋制导火箭弹运动特性分析

依据双旋制导火箭弹的多体特点,在准弹体坐标系中建立了风干扰情况下的角运动模型,并对方程进行了线性化处理。采用微分方程特征根求取了双旋制导火箭弹的动稳定因子和陀螺稳定因子,并给出了稳定判据的解析式,分析了气动系数对其稳定性的影响。对比了改型前后火箭弹的陀螺稳定因子,分析了前后段转动惯量比和转速比的变化对改型弹陀螺稳定性的影响,得出了提高前后段滚转角速度比或转动惯量比可加强双旋制导火箭弹陀螺稳定性的结论。

简易制导火箭弹鸭舵气动特性对弹道的影响

为研究基于鸭舵执行机构的简易制导火箭弹的控制规律,在以某制式火箭弹风洞实验值验证所建模型正确的基础上,利用MATLAB对其气动特性进行工程计算,利用ANSYS进行数值计算,得到火箭弹的气动力系数。在标准气象条件下,原方案射程为10 107 m,增加鸭舵动作后,方案射程减少到10 019 m。伸缩式鸭舵气动特性对方案弹道的影响较大。

鸭式布局制导火箭弹气动特性数值计算

为分析气动外形对鸭式布局制导火箭弹气动特性的影响,设计了两种具有不同尾翼的制导火箭弹模型,以三维Navier-Stokes方程为控制方程,采用结构网格、k-ε模型对制导火箭弹的绕流场进行了数值模拟,得到了两种结构方案下制导火箭弹的气动特性参数。研究结果表明,相较于6片尾翼设计方案,采用4片尾翼设计方案的制导火箭弹具有更大的升阻比,且静稳定性更好。

某型制导火箭弹控制系统设计与仿真

为了设计某型制导火箭弹的控制系统,并仿真验证其动态性能,文中首先由火箭弹运动方程建立其运动数学模型,在小扰动前提下,采用系数冻结法对运动方程进行线性化,求解出弹体传递函数。利用Simulink控制系统工具箱,建立控制系统仿真模型,由Signal Constraint模块优化出控制系统的参数。仿真结果表明该控制系统结构及参数设计合理,动态性能良好,为下一步研究奠定了良好的基础。

制导火箭弹非线性最优预测姿态的控制器设计

为了提高制导火箭弹的控制效果,基于最优控制理论,提出将非线性预测控制方法应用于火箭弹姿态的控制器设计。根据火箭弹的运动特点,结合弹箭一般运动方程组,给出了尾翼稳定火箭弹姿态动力学模型。以舵偏角为控制变量,推导出姿态控制系统的状态方程、目标函数与控制律,并设计了姿态控制器。在控制时域一定的条件下,利用6自由度弹道模型仿真分析了控制阶数对制导火箭弹非线性姿态控制器的影响,得到控制阶数对非线性最优预测控制影响的定性规律。仿真结果表明:该控制器具有良好的控制效果,系统控制响应快,可基本实现无差控制。

制导火箭弹飞行控制半实物仿真系统设计

飞行控制系统是智能化精确制导火箭弹的关键部件。结合快速控制原型技术,搭建了制导火箭弹飞行控制半实物仿真系统平台,控制率算法模型可以加载到飞控计算机中,并与舵机伺服系统实物相连,参与硬件在回路仿真实验,使算法在硬件实现之前得到检验。根据半实物仿真试验结果,可以优化控制参数,调整控制策略,完善控制算法,并为控制软件的设计、改进及优化提供了试验环境。最后通过试验验证,该半实物仿真系统运行稳定可靠,实时性强,具有工程应用价值。

推力偏心对精确制导火箭弹的弹道影响仿真

为了研究推力偏心对精确制导火箭弹弹道的影响,通过对推力偏心的几何分析,建立了推力偏心的数学模型。采用蒙特卡洛法对火箭弹进行射击仿真实验。在推力偏心影响下,通过调整射角分别得到了在三个射角下主动段弹道散布情况,证明射角对距离散布较大;进行了燃气推力偏心和几何推力偏心对弹道散布的影响仿真,证明燃气推力偏心对弹丸的方向散布影响较大;进行了推力偏心对全弹道散布的影响仿真,证明全弹道散布超过了末制导的捕获域。

滚转隔离结构制导火箭弹蒙特卡洛法仿真研究

研究一种滚转隔离结构制导火箭弹动力学建模与蒙特卡洛打靶仿真。根据改造后的制导火箭弹前后两部分的相对运动关系,建立了滚转隔离结构制导火箭弹的质心动力学方程组,并基于Simulink平台建立了蒙特卡洛打靶动态仿真模型。在各种初始干扰和阵风干扰的情况下,进行了300次仿真试验,计算了落点样本数据的均方差和圆概率误差。仿真结果验证了所建模型的正确性,同时也证明了改造后制导火箭弹具有高精度的打击特点。

某大型制导火箭弹发射动力学仿真与试验分析

针对某大型制导火箭弹弹体初始扰动、发射安全性及弹架系统动态响应未知等问题,采用多体动力学方法和子结构模态综合法建立发射动力学刚柔耦合数学模型。利用动力学仿真软件求解耦合的非线性微分代数方程,获得了弹体初始扰动、质心下沉量、发射导轨动态响应等参数。仿真结果表明:弹体初始扰动符合设计要求,火箭弹质心下沉在指定范围内,可以安全发射。最后通过地面发射试验,对仿真结果进行了验证。

70mm低成本制导火箭弹综述

常规武器成本低,但精度差,效费比低;精确制导武器虽然命中精度高,但造价昂贵,生产和维护技术复杂,部队装备数量有限。低成本弹道修正弹药是一种对点目标具有较高命中率的低成本灵巧弹药,能够以较低的成本显著提高现有武器系统的作战效能,具有较高的作战效费比。通过介绍国外低成本制导火箭弹的发展,为我国开展低成本制导弹药技术的研究提供了参考。

制导火箭弹修正方法和控制精度分析

为了提高火箭弹的打击精度,将现有大量库存改装成为精确打击武器,但精度差。针对火箭弹制导化改造问题,提出在头部安装脉冲发动机,通过侧向力减小弹道偏差的方法提高打击精度。修正组件的工作方式和工作时序是修正效果的难点和关键。设计了修正组件的数量和排列方式,建立了带有扰动因素的弹体动力学模型,仿真了所设计工作方式的修正效果。结果证明所设计的控制方案能够在稳定弹体的同时减小落点散布。为火箭弹制导优化改造技术的工程应用提供了参考。