模块化组合构建滤波舱体改进引信电磁兼容性的方法

针对制导火箭弹近炸引信中,由于空间结构和重量的限制无法提供额外的独立屏蔽空间来处理输入电源的注入干扰问题,提出模块化组合构建滤波舱体改进引信电磁兼容性的方法。该方法借鉴模块化组合设计的理念,充分利用现有结构的机械零部件,通过机械结构的巧妙组合实现了输入电源的屏蔽舱体的设计,在此基础上采用浮地和滤波设计,实现了制导火箭弹近炸引信滤波舱体的构建。仿真结果表明,进行模块化组合滤波舱体构建后引信电路上的电场强度最大值由0.244 6 V/m降低到了0.153 7 V/m,电场强度降低了37.16%,同时电场强度最大值也由电路板中心位置转移到了引信壳体内壁。表明模块化组合构建的制导火箭弹近炸引信滤波舱体,在提高引信电磁兼容性能方面效果显著。

制导防空火箭弹的多弹串扰仿真研究

在阵地防空作战中,为确保对来袭目标的有效毁伤,采用多枚制导防空火箭弹依次发射的方式进行主动拦截。在此过程中,有可能发生前弹对后弹遮挡的“串扰”现象,干扰了红外导引头的稳定跟踪,导致火箭弹丢失目标的情况。针对此问题,开展了制导火箭弹的多弹串扰仿真算法研究,能够根据火箭弹发射条件、目标飞行参数等信息精确模拟多枚火箭弹之间的“串扰”情况,为不断完善火箭弹的发射策略提供理论指导,具有较高的工程应用价值。

火箭橇抛撒物轨迹的异面交汇最短距离测量法

针对火箭橇试验中采用光电经纬仪测试分离对象、抛撒物等运行轨迹,存在轨迹图像清晰度无法有效保证和高速摄像接力拍摄法忽略视觉影响造成运行轨迹测量误差较大等问题,提出一种基于异面交汇最短距离的高速摄像测试方法,构建了测量模型,推导了测量公式。用实际试验进行了验证,试验结果表明,该方法能够测量抛撒物的三维运行轨迹。

侧推矢量在提高火箭弹射击精度的技术研究

文中首先建立了有控弹道的动力学方程,给出了侧推矢量发动机点火控制逻辑,当实测弹道质心位置偏离理想弹道达到一定域值时,某个发动机被点火,提供一次或多次、恒定的控制力,对弹道进行控制,以提高火箭弹的射击精度。模型弹外弹道仿真对比时,将主动段末速度和风视为符合正态分布的随机量,结果表明,火箭弹落点的圆概率误差(CEP)减小了11%,说明文中提出的脉冲点火控制算法是可行的。

制导火箭弹GPS/INS全组合导航系统仿真研究

为了提高惯性导航系统(INS)对制导火箭弹飞行信息的测量精度,通过建立包括GPS误差模型在内的17维状态变量的系统动态方程,对增加不同的外部观测信息量对惯导系统的误差修正能力进行了分析,应用卡尔曼滤波方法,并对采用GPS姿态测量信息对惯性导航系统的误差修正能力及滤波器初始估计误差较大的原因进行了模拟仿真。仿真结果表明,由于GPS姿态测量信息的引入,为惯导系统增加了误差的直接观测量,从而使得制导火箭弹的位置、速度和航向误差大大降低。研究结果对改善低成本惯性导航系统对制导火箭弹的导航性能具有一定的现实意义。

火箭弹在定向管内碰撞运动的仿真研究

建立了火箭弹在定向管内运动的碰撞模型,并分析了火箭弹在管内运动的受载情况,在此基础上,对火箭弹在管内的碰撞运动过程进行建模和仿真计算,得出其运动规律。质量偏心、推力偏心和弹管间隙是影响火箭弹在管内碰撞作用和初始扰动参数值的主要因素,在考虑上述因素存在情况下,对火箭弹的碰撞运动进行仿真计算,得出一些有益结论。仿真研究为某火箭炮发射动力学分析和射击精度提高打下基础,为火箭弹和定向管的结构优化设计与制作提供参考和借鉴。

旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性

为研究旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的气动特性,采用风洞实验方法,对该弹气动特性随马赫数、攻角以及舵偏角的变化规律进行了研究。结果显示:在实验研究马赫数、攻角和舵偏角范围内,舵偏角增大对模型有一定增阻作用;模型升力系数随舵偏角增大而增大、随攻角呈线性变化关系;在相同马赫数和攻角下,俯仰力矩系数和滚转力矩系数随舵偏角的增大而增大。该研究结果为旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的弹道设计和研究提供了参考依据。

动静不平衡度对旋转火箭弹散布影响的实验分析

利用旋转火箭弹动、静不平衡度的测试、修正及密集度试验，获得了动静不平衡度的分布规律、量值大小及其对该类火箭弹散布的影响规律．经过对实验结果的对比分析，证明了动静不平衡度都是影响旋转火箭弹散布的主要因素，并为今后的火箭弹设计。

利用侧向脉冲力减小火箭弹散布的技术研究

文中对利用侧向脉冲力减小火箭弹散布的技术进行了研究。一组脉冲发动机安装在火箭弹的头部,在垂直于弹轴的平面内环向均匀分布,可提供多次、恒定的控制力,以减小火箭弹的落点散布。通过模型弹的外弹道仿真对比,落点的横向散布距离减小了54.8%及73.3%,说明文中提出的脉冲点火控制算法是可行的。

二维弹道修正火箭弹弹道方案研究

提出了二维弹道修正火箭弹的系统组成和工作原理,并阐述了利用控制发动机改变火箭弹速度方向以实现二维弹道修正的新概念。重点进行了二维火箭弹弹道修正系统的外弹道仿真分析,并根据弹道修正弹的横、纵向修正能力提供了一种确定控制发动机工作参数的方法。

末制导炮弹发动机点火时间的确定

确定了末制导炮弹发动机点火时间的范围,分析了发动机点火时间和射角对无控弹道射程的影响,同时分析了发动机点火时间对惯性制导启控点散布的影响.结果表明,在发动机点火时间范围内,点火时间对无控弹道射程和惯性制导启控点散布影响不大.

大长径比弹箭飞行中的共振条件研究

从弹箭空间摆动和弹性振动耦合的动力学模型出发 ,对弹箭飞行过程中的共振不稳定性问题进行了研究 .在非动态耦合的情况下 ,得到了一阶弹性振动的共振频率和共振条件 .在考虑动态耦合时 ,推导了一阶振动模态下的频率方程 。

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。

火箭弹电点火具安全性改进研究

火箭弹常因桥丝式电点火具电性能的缺陷而意外发火造成事故,而且随着现代战场及勤务处理电磁环境的日趋恶劣,事故会越来越多。文中介绍了火箭弹电点火具安全性改进的研究情况。

双旋制导火箭弹动力学建模

依据双旋火箭弹的多体特点,采用多体动力学中的凯恩方法建立了包含弹头和后体动力学特征的双旋火箭弹动力学模型。综合考虑弹头和后体的相互作用,将轴向的约束力视为非理想约束,并将其考虑进广义主动力,最终得到7个标量动力学方程。理论分析与仿真结果表明,采用凯恩方法建立动力学模型同牛顿欧拉法所建模型相比较,凯恩模型不仅能够精确地展现双旋制导火箭弹的飞行特性,同时也减少了微分方程的求解数量,便于计算机的仿真计算,具有一定的适用性。

低成本飞行试验平台的FADS技术研究

在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。

火箭弹外流场的有限元数值仿真

文中利用大型流体计算软件FLUENT对某型火箭弹在不同马赫数、不同攻角下的气动特性进行数值仿真分析,结果表明:此方法能较合理地反映高动态外流场的特性,为新型火箭弹气动外形研发设计提供了一种高效的设计方法。

火箭弹载捷联惯导简易标定路径设计

捷联惯导误差标定中考虑的误差主要包括零偏误差、刻度系数误差、安装误差。标定的误差参数越多,难度越大,并且火箭炮在发射标定阶段无线运动,只能进行两自由度角运动,导致误差参数基本不可观测。如果能抓住影响导航精度的主要误差,将可简化标定算法,简化标定过程,提高标定效率。基于这样的思路,将旋转的弹丸类比为旋转惯导,从误差方程入手,采用提取误差直流分量的方法对飞行中的弹载惯导进行误差分析,得出影响导航精度的主要误差参数,然后提出了利用机动前后速度误差的变化的方法进行机动方式设计,该方法不需要求解微分方程,大大降低了计算量。仿真结果表明,所提出的简易标定方案解决了发射准备阶段激励不足,不能进行有效标定的问题。

超高速飞行弹箭气动烧蚀数值模拟研究

超高速弹箭存在的气动加热烧蚀现象会严重影响其外弹道特性。该文针对此类弹箭 ,旨在建立完善的气动加热、烧蚀模型 ,通过应用小扰动理论研究了弹 -翼间的气动干扰、采用轴对称比拟的方法考虑了有攻角 (非对称 )情况、引入热化学反应建立了高温下的烧蚀准则。结合实例 ,对完善的气动加热、烧蚀模型进行了数值求解 ,并依据仿真结果归纳出一些烧蚀规律 ,对开展这方面研究有一定指导意义。

脉冲修正火箭弹弹道修正算法优化

为提高脉冲推冲器的弹道修正效能,通过理论分析的方法分析了脉冲推冲器在不同弹道段的内弹道修正能力分布情况。数值仿真和分析结果表明,在弹道上升段脉冲推冲器的横向修正能力大于纵向,而在弹道的下降段横向和纵向修正能力相当。提出了上升段只进行横向修正和下降段进行综合修正的修正策略,并优化了脉冲推冲器点火相位。采用122mm火箭弹对优化后的脉冲点火控制方法进行了数值仿真。结果表明:该控制方法能有效提高脉冲推冲器的修正效果。