弹丸速度与弹道倾角之间的近似公式

运用近似公式定量分析过弹道顶点后一段时间内弹丸速度和弹道倾角之间的规律 ,解决了以往只能定性分析而不能定量分析的难题 .

导弹再入段小弹道倾角攻击问题中的最优控制

选取再入大气层导弹小弹道倾角攻击目标为研究内容，根据极大值原理。研究了一类在控制有约束、末端时间不固定、末端部分状态变量有约束的条件下，满足某一最优性能指标的要求，达到最优控制目的的问题。首先，建立了导弹再入段纵向平面的弹道模型。其次，利用极大值原理．将弹道模型最优控制方程转换为微分方程两点边值问题。最后，针对弹道倾角最小这一要求，综合考虑末端速度及末端时刻，基于序列恢复一梯度法进行了算法改进，并设定参数进行了仿真计算．最终验证了改进算法的科学性和有效性。

中程空地导弹下滑弹道的设计方法探优

针对中程空地导弹下滑段飞行的特殊性与复杂性,综合各方面的因素,设计了一种基于等弹道倾角转指数规律的下滑弹道方案,通过控制惯导垂直速度实现等倾角快速直线下滑,然后转指数规律曲线下滑平稳过渡到平飞段,数字仿真证明这种方法合理可行,能满足导弹战技指标的各项要求,且精度高,易实现,具有较高的实用价值。

一种探空火箭的落点位置及倾角散布控制方法

针对一种两级固体探空火箭的落点位置及倾角散布控制问题,提出了二级点火时刻控制与闭路制导相结合的解决方案。利用探空火箭射程、射向相对固定的特点,将地球自转、地球形状、大气阻力对弹道的综合影响视为系统性误差进行补偿,获得了简化的弹道转移制导模型。设计了基于二级助推前后椭圆弹道交会点的二级点火时刻自适应控制律以及给定虚拟目标点速度大小的免能量耗散、免迭代二级闭路制导算法。蒙特卡洛仿真结果表明,当落点位置偏差小于2.2 km,落点弹道倾角偏差小于0.5°时,满足探空火箭试验任务需求。

飞航导弹两种指定入射倾角导引方法的研究

对亚声速飞航导弹指定入射倾角的两种导引方法进行了研究,提出了实现工程化的思路.通过数学仿真,对两种方法进行了验证和比较,分析了它们各自的优缺点.

尾翼弹高低空气动特性仿真及外弹道计算

对不同气象条件下的尾翼弹进行气动特性数值仿真,由Matlab拟合得到阻力系数随海拔高度、马赫数变化的公式并进行了各海拔高度处的外弹道计算。结果表明:在全声速范围内,相同马赫数处,阻力系数随着海拔高度的增加而增大,且基本为线性关系;在同一海拔高度处,阻力系数随着马赫数的变化规律相同;在相同射角,相同初速下,不同海拔高度处发射的尾翼弹的弹道轨迹、存速、弹道倾角变化较大,弹体存速随着海拔高度的增加而增加,弹道高,弹道倾角随着海拔高度的增加而下降,因此需考虑海拔高度对弹道参数的影响。

某型远程火箭炮训练模拟弹弹道特性研究

某型远程火箭炮采用122 mm火箭弹实弹作为训练模拟弹,由于远程火箭炮与122 mm火箭炮定向管长度的不同,导致它们的弹道特性有所差异。对两者弹丸出定向管管口附近同一位置的速度、弹道倾角和地面风修正量等弹道特性进行分析研究,得出了不能用现有122 mm火箭炮射表决定远程火箭炮训练弹射击诸元的结论。

末制导炮弹外弹道仿真研究

本文对末制导炮弹外弹道的几个主要问题进行了研究: 1.对末制导炮弹的基本弹道进行了数字仿真并与垂直平面的末制导弹道作了对比; 2.运用得出的基本弹道算法,对末制导炮弹的射程、初速和射角进行了分级并给出了算例; 3.对末制导导引段有控弹道,建立了仿真模型并进行了数字仿真。本文提出的方法,可用于末制导炮弹的初步设计及末制导武器系统性能的近似计算。

弹道导弹自由飞行段的射程研究

利用椭圆方程导出弹道导弹自由飞行段的射程公式,并根据该关系式推出当自由飞行段的起始速度给定后,射程最远时对应的弹道倾角和最大射程,给出几个估计弹道参数的例子.

战术弹道导弹综术及其防御

两伊战争和现已结束的海湾战争给人们一些重要启示:在当前和未来的局部常规战争中,使用常规弹头的战术弹道导弹(TBM)已是不可逆转的潮流,而这种导弹的使用又必然会促进反战术弹道导弹技术的发展;TBM是战区级火力支援的主要手段,用于攻击敌方战役战术纵深内的重要目标,为防空兵开辟空中走廊,夺取制空权。

不依赖剩余飞行时间的数据驱动攻击时间控制导引律

针对导弹的攻击时间控制问题,基于比例导引法和数据驱动方法设计出一种不依赖剩余飞行时间信息的两阶段攻击时间控制导引律。第1阶段为攻击时间控制阶段,在比例导引法框架下仿真构建弹道倾角与导弹飞行状态之间的关系数据集,利用神经网络方法离线训练出相应的映射网络模型,根据该映射网络可在导弹飞行过程中实时解算攻击时间对应的理想弹道倾角,导引指令将控制实际弹道倾角收敛至该理想弹道倾角;第2阶段则直接采用比例导引法,最终实现导弹攻击时间控制。不同条件下的仿真结果验证了该导引律的可行性和有效性,与现有同类导引律相比,所设计导引律对攻击时间的控制精度更高、所需控制能量更少。理论分析表明,该导引律可通过更换映射网络推广至攻击角度控制。

火箭弹垂直发射动力学建模与仿真

首先建立了火箭弹垂直发射的弹道模型,然后研究了升阻比、弹道倾角等参数的变化对火箭弹射程的影响,并分别对这两种情况进行了仿真。仿真结果表明,滑翔飞行时,在一定程度上增大了升阻比,有助于增大火箭弹的射程;另外在转弯结束时,弹道倾角的变化对火箭弹射程也有一定影响。

反航母子母弹毁伤效能评估仿真系统开发

针对弹道式子母弹毁伤威力效能评估难以完全依靠实弹试验的现实问题,开展子母弹毁伤效能评估仿真研究。在毁伤效能评估仿真系统功能模块设计基础上,综合VC++语言和Matlab平台,开发了子母弹毁伤效能评估仿真系统。通过仿真计算得知,子弹落点分布呈椭圆状,分析了初始参数对落点的影响规律;并对弹道倾角对子母弹毁伤效果影响规律进行了分析计算。研究结果对于子母弹毁伤效能评估试验能提供一定的参考。

电磁脉冲弹打击水面舰艇作战能力研究

介绍电磁脉冲弹的杀伤机理,建立垂直辐射和斜辐射条件下电磁脉冲弹对目标覆盖区域的计算模型。在此基础上,分析了波束角、爆炸高度和弹道倾角对目标覆盖区域的影响。最后,以水面舰艇为目标,分析海军对电磁脉冲弹的覆盖区域和小型化要求。研究成果可为海军电磁脉冲弹的发展提供理论支撑。

利用惯性垂速进行飞航导弹纵向导引设计

在传统的基于视线角信息的纵向制导中，由于测量品质问题一般很难使用弹道倾角信息，这使得精度受到了很大影响。本文根据飞航导弹的弹道特点，通过设计合理的交接班方法，从而直接利用开环惯性垂速得到平滑的弹道倾角信息。理论上分析了这种方法的可行性，数学仿真则验证了这种方法的有效性。

巡飞弹带落角约束制导律修正与仿真研究

巡飞弹作为一种新型武器弹药,目前正逐渐成为国内的研究热点,其作战对象一般为重要人员、重要基础设施和轻装甲目标等,不仅要求命中目标时具有较小的脱靶量,还希望命中时的姿态最佳。由于巡飞弹具有低速、小可用过载及控制能量有限等特点,目前针对巡飞弹的末制导律研究还较少。为研究几种常见制导律对巡飞弹制导效果的影响,以巡飞弹三自由度模型为基础,通过对制导律进行修正和仿真,对比分析了脱靶量、终端落角、末端过载等弹道特性参数,为巡飞弹带落角约束的制导律设计提供参考。

空间同位素热源故障再入极端环境条件分析

空间核动力源是支撑人类探索宇宙空间的关键技术,但安全问题始终是空间核动力源设计和应用的重要部分。以中国未来月球探测任务为背景,针对可能发生的典型的事故场景,建立三自由度动力学模型,并引入基于化学非平衡方程、完全气体方程的计算流体力学方法,开展空间同位素热源故障再入情况下的极端环境条件分析,分析空间同位素热源故障再入情况下气动力/热环境、海平面高度飞行速度和弹道倾角等极端环境条件。研究结果表明:同位素热源阻力系数为1.6左右,无量纲纵向压心系数约为0.5,再入过程0°攻角驻点热流密度峰值约为8.1 MW/m^2,总加热量约为101.55 MJ/m^2;从80 km开始经178.3 s到达海平面高度,此时同位素热源的飞行速度为86.5 m/s,弹道倾角为-89.9°。为后续放射性同位素热源结构热响应分析、高温高速撞击试验等安全性分析与验证工作的开展提供了必要条件。

单周期冲跃飞行轨迹性能参数影响程度分析

对高超声速飞行器的单周期冲跃飞行轨迹进行了研究。建立了动力学模型和约束条件。仿真分析了升阻比、初始速度和初始弹道倾角对飞行轨迹性能的影响,并讨论了影响程度,确定了适于该飞行器的最佳飞行走廊,为后续的冲跃飞行轨迹完整设计和优化提供了参考。

导弹对建筑目标射击命中概率分析

分析了导弹的弹道特点,将其打击的建筑目标等效为地面投影。针对建筑目标的特点,综合考虑弹道倾角的偏差和射击误差,提出了一种立方体中心射击方法,并证明了导弹理论落点为地面投影中心。建立了针对建筑目标的命中概率模型,推导出命中概率计算公式。最后,应用本文方法对典型目标进行模拟打击,分析了射击误差、目标高度、弹道倾角、方向角等对命中概率的影响,结果表明该方法合理可行。