指令制导防空导弹全弹道飞行仿真系统研究

对指令制导防空导弹全弹道飞行仿真进行了研究 ,建立了指令制导防空导弹全弹道飞行仿真系统 ,详细描述了该系统的组成及功能 ,为防空导弹训练、维修模拟器材的研制提供了实验基础。

用OpenGL实现导弹的弹道飞行模拟

利用OpenGL建立导弹的几何模型,并根据获取的数据资料控制三维动画的显示,在计算机上进行导弹飞行的三维动画仿真。

固体火箭发动机特性对空射滑翔式弹道飞行器性能影响分析

为研究空射滑翔式弹道飞行器固体火箭发动机特性对飞行器综合性能的影响,构建了基于序列二次优化法(SQP)的弹道优化模型,设计了多套不同推力形式、不同特性参数的固体火箭发动机方案。通过开展空射滑翔式弹道飞行器弹道仿真分析,获取了不同动力特性下的最优爬升攻角变化规律,对比分析了相关弹道特征指标。结果表明:采用长时间-小推力的推力形式,能够增加飞行器弹道顶点速度和射程能力;采用多脉冲或单室-双推力的推力形式,能够减小飞行器飞行动压,对降低飞行器承载及防热结构质量十分有利。

任意大地高约束下的弹道飞行器自由段解析解

在正交分解法的基础上,导出了弹下点大地纬度的迭代计算公式,进而将再入点或落点大地高引入到地心距的计算中,提出了一种弹道飞行器自由段的大地高约束解析解。数值仿真分析表明,该解析方法计算效率较高,位置偏差小于50 m,满足弹道计算、制导及轨道预测等应用需求。

弹丸全弹道飞行时间测量方法研究

弹丸全弹道飞行时间测量试验,传统采用有线传输信号进行测时方式布线繁琐,试验效率低。针对此类问题论文提出了远距离两点同步测时法,设计了长时间测时电路,利用单片机结合FPGA设计了32位计数电路。在试验前同步启动两块测时板,利用炮口火焰探测器和落区天幕靶输出的信号控制相应的测时板停止计时,两块电路板的计时时间差即为弹丸全弹道飞行时间。设计的测时板采用信号源进行验证,时间测量范围可达到25min,时间测量误差不大于0.1ms,满足全弹道飞行时间的测量需求。

抛物线弹道弹丸飞行参数测量模型与精度分析

现有匀速直线弹道六光幕阵列测量模型无法满足终点抛物线弹道弹丸着靶坐标与飞行速度的测量需求。针对终点弹道测试试验中抛物线弹道的实际,提出一种变速抛物线弹道弹丸飞行参数的测量方法,建立六光幕阵列通用测量模型。综合考虑重力和空气阻力对弹丸运动轨迹的影响,建立弹丸的空间运动方程,结合光幕阵列平面方程和测量得到的弹丸穿过光幕阵列时刻序列,计算出弹丸在预定位置的着靶坐标和飞行速度矢量。对研究的抛物线弹道测量模型与现有的匀速直线弹道模型进行了比较分析,仿真计算了在不同靶距与不同飞行速度情况下2种模型测量数据的差值。对研究的测量算法进行了精度分析。采用六光幕阵列天幕靶和木板靶进行7.62 mm步枪弹的着靶坐标比对试验,结果表明在探测靶面内,着靶坐标测量误差不大于3.5 mm。建立的测量模型拓宽了六光幕阵列在终点弹道的测试领域的应用。

九光幕阵列测量终点弹道弹丸飞行参数方法研究

终点弹道段弹丸飞行速度低,受外界因素影响弹丸运动轨迹为变速曲线运动,六光幕阵列测量模型无法准确测量弹丸的飞行参数,针对此类问题,提出一种九光幕阵列测量方法。在现有六光幕阵列阵形上增加了3个与原有光幕对应平行的光幕,通过两点速度衰减公式计算出飞行弹丸的阻力加速度,修正弹丸运动曲线方程,利用六光幕阵列测量公式,实现任意方向飞行弹丸飞行参数的准确测量。结合12.7 mm全弹道测速试验,验证了阻力加速度计算方法的有效性,采用七光幕阵列测量4.5 mm气枪弹着靶坐标,与纸板靶上的弹孔坐标进行比对,在2 m×2 m靶面内坐标测量误差小于3 mm。研究的方法拓宽光幕阵列在终点弹道测量领域的应用,特别适用于弹道系数未知的特种弹丸飞行参数测量。

大型弹道式飞行器六自由度仿真研究与展望

本文针对大型弹道式飞行器传统建模和仿真方法的局限性，采用多种运动形态一体化建模方法， 建立了飞行器全干扰、全量、全通道、时变非线性六自由度模型， 并进行了数字仿真和接入部分实装的半实物仿真。该模型已在控制系统设计、系统质量评估、误差分析与精度评定、飞行效果预报和发射技术决策等领域中应用并获得了良好效果， 证明该模型与传统三自由度模型相比更正确、更符合实际，

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。

带鸭舵滑翔增程炮弹飞行弹道研究

文中针对鸭式布局的滑翔增程炮弹的飞行弹道特性,通过动力学分析,建立了滑翔增程炮弹的各飞行弹道段的弹道模型和控制模型,数值分析给出了滑翔增程弹飞行速度变化规律、最大射程角以及滑翔增程炮弹的滚转控制段与滑翔控制段的弹道特性,研究结果为鸭式布局滑翔增程炮弹的弹道设计提供了理论基础。

不变结构半弹道式再入飞行器的建模与多模型方法估计

以配平攻角状态再入的不变结构半弹道式再入飞行器(Semi-ballistic reentry vehicle,SBRV)不同于传统的弹道式再入飞行器(Ballistic reentry vehicle,BRV)和机动再入飞行器(Maneuvering reentry vehicle,MaRV),本文分析了该飞行器再入特征,提出了新的模型并分析了该模型与传统再入模型间的关系.对该再入问题的多模型混合状态估计器引入了F-均匀模型集与期望模式补偿(Expected-mode augmentation,EMA)集.根据SBRV的圆柱体状模式空间的需求,文中扩展了现有的方法以设计F-均匀模型集,进而提出一种EMA集的实现形式.前者在分布最小失配意义下使估计器最优;后者相比于前者具有更高的估计精度.仿真结果表明,相比于传统Monte-Carlo法生成的模型集,在模型集势相当的情况下这两种模型集对不变结构SBRV再入的初始阶段有更高的模式估计的精度,在该飞行器状态变化剧烈时有更高的混合状态估计精度.

电磁发射弹丸飞行弹道仿真

针对电磁发射弹丸飞行弹道进行仿真研究,在建立刚体六自由度飞行弹道模型的基础上,采用时频分析和涡流分析方法,建立电磁-动力学耦合模型分析弹丸出膛时由于膛内振动带来的炮口扰动,采用动网格技术建立电磁-气动耦合模型分析弹托分离产生的气动扰动,从而得到了电磁发射弹丸的飞行弹道模型。以得克萨斯大学先进技术研究所设计的IAT-HVP为例,仿真分析了弹丸以1117m/s初速、0°射角出膛时弹丸出口扰动对弹体速度和气动特性的影响,并得到其飞行200m的弹道曲线。仿真结果表明,受电磁发射一体化弹丸出口扰动的影响,弹体落点相比理想弹道产生了24%的偏差,其中炮口扰动引起的偏差最大,其次是弹托分离。

弹道导弹飞行弹道的三维仿真

该文介绍运用外部建模工具建立地球和弹道导弹的几何模型,生成相应的贴图坐标,利用OpenGL图形接口模块完成三维的地球运动体仿真,并根据贴图坐标建立地球空间直角坐标系,在此基础上利用弹道导弹飞行弹道、火力圈、防御区域等的计算数据,通过建立的发射坐标系、地心直角坐标系和模型坐标系转换关系,将数据以三维立体形式显示。该方法突破了以往导弹(卫星)轨迹以地图平面投影形式进行二维显示的局限性,具有很强的直观性和交互性。

基于飞行弹道的数据链链路分析方法

根据飞行弹道数据提出了一种进行天线增益和数据链路余量的计算方法。该方法定义了弹载天线坐标系等相关坐标系,结合研究对象推导出链路余量的具体设计计算过程,通过仿真示例结果,验证了方法正确可行,该方法可用于弹载数据链路分析。

反舰导弹飞行弹道探讨

根据反舰导弹战斗使用研究的需要 ,从导弹飞行弹道的角度出发 ,对反舰巡航导弹和反舰弹道导弹的飞行弹道类型、特点及弹道各段的战术技术性能特点进行了详细分析 ,提出应优先发展超声速反舰巡航导弹、亚超结合巡航导弹和精确制导弹道导弹的建议。

重复使用天地往返运载器飞行弹道计算研究

介绍了应用于吸气式重复使用天地往返运载器的RBCC动力,根据动力学和运动学方程及地球物理方程式,利用数值积分方法,计算并比较了采用RBCC动力水平起飞、垂直起飞及纯火箭动力垂直起飞的运载器飞行弹道。计算结果表明,相比于纯火箭动力,RBCC动力有效地降低了运载器的燃料消耗量,但热环境明显要恶劣。

弹道式飞行器惯性制导机电式方法的研究历史

以分析最初的资料和报告为基础,介绍了前苏联进行的弹道式飞行器沿"刚性"和"柔韧"(自适应)轨迹惯性制导机电方法数学论证和研制方面的历史,叙述了以著名惯导专家伊什林斯基为首的学派研究出的飞行器惯性制导方案在3个方面的实现情况:1)在被称作λ,μ惯性制导泛函形式下,使用视加速度积分陀螺仪,可以不用积分计算仪表而在飞行器本体上构成主要的制导方程;2)主要的制导方程可以转换成被称作α,β惯性制导泛函的形式,在飞行器本体上构成该泛函时完全不需要复杂的计算装置;3)所研究的机电方法不仅能够通过修正所设计的主动段的距离实现在垂直平面内对飞行器质心运动轨迹的单参数修正,也即沿被称作"刚性的"轨迹制导,而且还能对所设计的俯仰转弯角进行修正,也即实现双参数修正,沿着被称作"柔韧性的"轨迹制导。对于使用固体火箭发动机,推力调节有困难的情况,后者具有重要的意义。给出了某些方法的方块图,其中包括最简单的一种—按α,β泛函制导的情况。

某型弹道导弹自由段飞行弹道仿真

利用OpenGL三维图形实时交互技术,在VC++中编程,实现了不同输入条件下的导弹自由段飞行弹道与飞行姿态仿真,包括导弹建模、以及由云彩绘制和流动效果组成的云彩的建模。

飞行器弹道异值斑点识别技术研究

在飞行器武器试验中,为了获得精确的弹道和航迹参数,需要对光电跟踪系统观测数据中的异值斑点实时识别和剔除。文中首先从测量数据集合的数学描述引出了异值斑点的数学模型,然后在对最小二乘估计法存在的缺陷进行分析的基础上提出了鲁棒辨识异值斑点方法-稳健似然比法。该方法首先构造一条由观测数据的代数多项式和三角多项式的线性回归模型表示的连续光滑弹道,然后与实测数据作比较,根据稳健似然比确定所包含异值斑点。仿真结果表明该方法具有良好的实时抗异值斑点能力。

低速旋转火箭弹飞行弹道偏流分析

低速旋转火箭弹在飞行过程中,由于章动因素的影响产生偏流.本文根据外弹道学理论给出偏流的计算方法,并结合实例给出仿真模拟结果,通过计算分析偏流对多管火箭弹飞行轨迹的影响.