控制碰撞角度可以提高拦截弹的打击效果。文中提出了一种具有碰撞角约束的微分对策导引律,能够同时对脱靶量和碰撞角进行控制。把拦截弹和目标当作两个独立的受控对象,通过最小化代价函数同时得到了拦截弹的最优机动策略和目标的最优逃避策略。仿真结果表明,文中提出的微分对策导引律适用于拦截高速机动目标,而且在满足厘米级脱靶量的情况下,拦...
针对目前惯性平台标定误差系数较少的现状,文中探索出一种新的十六位置自标定方法。首先通过分析平台结构和相关安装误差,推导出包含54项误差系数的误差模型;在此的基础上,首次分析了框架轴旋转顺序对系统可观测性的影响;结合平台实际和误差模型,给出了一种新的十六位置自标定方案,并分析了该十六位置相比工程中常用的十六位置的优越性。仿真结...
为了抑制运载火箭自身结构参数变化和内外扰动对姿态控制精度和姿态稳定性的影响,设计了自抗扰控制器。通过跟踪微分器为期望姿态安排过渡过程,并提取其微分信号,然后利用扩张状态观测器,采用复合量测信息对系统的不确定项进行估计;设计姿态反馈控制器,利用扩张状态观测器估计的信号对不确定项进行实时补偿,实现对运载火箭的姿态控制。最后通过...
弹体排气缓释结构是提升武器弹药热安全性的重要方法之一。文中基于弹体内炸药分解、燃烧引起的压强增长率与排气孔压强释放率之间的平衡关系,设计了一种弹体排气缓释结构,并利用自行设计的烤燃试验装置,以熔铸炸药RHT-1为研究对象,试验研究了慢速烤燃和火烧条件下排气缓释结构的作用效果。结果表明,排气缓释结构显著的降低了熔铸炸药火烧时的反...
为实现对机动飞行器制导系统误差高精度的仿真计算,针对基于射面内的常规算法简化过程对滑翔跳跃等弹道轨迹的不适用性,引入三维弹道求差的概念,考虑飞行器横侧向机动所产生的视加速度和姿态角,利用完整的捷联惯组陀螺仪及加速度计的误差模型和弹道数据激励,对机动飞行器的制导误差进行积分求解,获取了飞行器的纵程与横程偏差。仿真结果证明,该...
高空高速拦截时,导弹制导时间常数和转弯速率时间常数较低空大幅增加,导引系统寄生耦合效应极有可能引起较大脱靶量,导致拦截失败。针对这一问题,文中建立五阶线性化制导控制系统模型,通过理论分析和仿真验证两种形式重点研究了寄生效应的影响因素及对制导性能的约束。结果表明,寄生效应制约着系统最小制导时间常数,提高系统响应快速性须首要缓...
为了分析雷达导引头隔离度对制导回路的影响,提出了考虑隔离度相位滞后的寄生回路模型,利用无量纲化方法分析了不同相位滞后对隔离度寄生回路稳定性的影响,确定了正反馈比负反馈具有更小的稳定域,而最小稳定域出现在滞后为-90°~-180°之间并进一步确定了滞后超过-90°时稳定特性与正反馈情况相似。该结论在工程应用中对提高制导回路稳定性具有重要...
基于倾斜转弯导弹的运动学和动力学特性,建立倾斜转弯导弹的弹体模型,根据弹体耦合特点进行解耦分析。针对不同耦合特点,分析了运动学耦合、气动耦合和控制学交叉耦合产生原因,通过仿真阐明了各项耦合对控制系统设计产生的影响。基于BTT快速消侧滑的特点,需重点分析对侧向影响较大的耦合项。研究表明在控制系统设计时应关注运动学耦合和控制学交...
文中的组合测量系统用于测量汽车的位置、速度和姿态信息,为提高测量精度,文中设计的导航算法为：系统做近似直线运动时,采用基于位置、速度、航向组合的导航算法;系统做转弯运动时,采用基于位置、速度组合的导航算法。实际跑车实验表明,系统位置精度为3 m（CEP）、速度精度为0.25 m/s、航向精度为1°,相对单纯的位置、速度组合导航算法,系统的测...
临近空间高超声速飞行器速度快、高度高、机动强,传统防空导弹和空空导弹难以拦截。针对临近空间高超声速飞行器拦截难题,通过制导系统理论分析和蒙特卡罗仿真,研究了末制导对直接力控制和红外成像导引系统的要求。简要论述了从临近空间飞行器平台发射改进型红外成像空空导弹对临近空间高超声速飞行器拦截的方法,通过六自由度制导系统仿真,验证...
针对弹丸装药倒空存在的效率低、工作强度大、产生二次污染等不足,提出了基于电磁感应加热原理的弹丸装药倒空方法,给出了系统基本结构和工作原理,并从理论上分析了系统倒药过程的安全性;然后从温度传感阵列、时间控制器和自动喷淋装置等几个方面给出了安全防护系统的设计方案。最后以某弹的梯黑铝柱装药为例,给出了倒药工艺流程。研究结果表明...
针对传统静态解析方法评估GPS干扰效能局部片面,难以直观反映GPS干扰规律的问题,提出以一种基于仿真实验评估GPS干扰效能的动态方法。根据制导炸弹运动、引导原理和GPS干扰原理,建立相应数学模型,并使用Simulink软件模拟SINS/GPS制导炸弹受到GPS干扰后的弹道轨迹,以炸弹落点偏差为效能指标评估GPS干扰效能。最终通过仿真实验数据分析,得出GPS干...
为了定量描述动能弹正侵彻混凝土靶过程中弹道偏转的影响因素,采用刚性弹体正侵彻随机骨料混凝土靶模型,分别取用300~1 200 m/s变化的着靶速度,0.40、0.85、1.67、2.67 4个弹径比（弹体直径/骨料最大粒径）,以弹体偏转角度为指标,分析着靶速度和弹径比两个因素对弹道偏转的影响。结果发现：弹体侵彻过程中偏转角度随着弹径比增大而减小,弹径比小...
为了构建火箭弹扰动运动半实物仿真,需要对火箭弹运动进行建模和简化。文中分析影响火箭弹弹体扰动运动的主要因素,构建脉冲发动机工作时弹体扰动方程。利用火箭弹弹体与弹道夹角较小,以及脉冲发动机冲量方向和弹道垂直等特征,对扰动运动方程进行简化,推导出纵向和侧向弹体扰动运动模型,得到扰动运动衰减系数和弹体振荡频率的相关计算公式。仿真...
为评估在大炸高情况下高速杆式射流的侵彻威力,运用数值模拟和静爆试验方法,分析在大炸高下,药型罩罩高和曲率半径对杆式射流侵彻威力的影响规律。仿真结果：H/D〈0.2时,形成的侵彻体形状短而粗,即EFP;H/D≥0.2时,形成杆式侵彻体;1.3≤R/D≤1.7时,形成的杆式射流成型和速度较好。试验结果：对于装药口径为63 mm的战斗部,药型罩结构参数H/D=0.3或...
为了分析3种射流形态对移动靶板的侵彻,利用ANSYS/LS-DYNA软件建立3种装药结构的战斗部模型,并分别进行数值模拟。结果表明,金属射流对移动靶的穿深明显,但是无法保证其射流的完整性;自锻破片对移动靶的开坑效果不错,但是其穿深无法达到作战指标;杆式射流能满足一定的穿深,且射流在侵彻过程中,几乎保持相对完整的射流形态。3种射流形态对移动靶...
为研究隔板对亚半球药型罩杆式射流成型的影响,利用非线性动力学软件AUTODYN-2D对其成型过程进行数值模拟。研究表明：隔板提高了亚半球药型罩成型杆式射流速度和装药能量转化率;用正交设计方法分析了隔板参数中隔板直径d和隔板底部距药型罩顶部距离H两种因素对射流成型的影响,结果表明隔板直径d是射流成型的主要影响因素;H的选取不宜过大。对比...
为了提高引信热光伏电源的发电功率,从风帽的稳态温度场出发,分析了风帽的传热过程。根据分析结果,提出了一种由两种不同导热率的材料通过高温胶粘剂粘接而成的两段式风帽结构。数值仿真结果显示,与采用单一材料的风帽相比,两段式风帽不仅头部温度更高,分布更均匀,辐射功率大大提高,而且尾部温度更低,有利于散热。因此,两段式风帽理论上可以提高...
为得到影响前向战斗部破片散布周向均匀性的因素,采用仿真和静爆试验的方法,定量描述了底面中心起爆和底面四点同步起爆两种模式引起的周向均匀性差异。研究发现,底面四点起爆时,在起爆点方位附近形成破片聚集区,破片聚集区方位与起爆点方位基本重合,平均相差仅3.825°。机理分析表明,多点起爆时源自相邻两起爆点的爆轰波产生叠加,叠加波压力大于...
为了考察进气管结构尺寸对旋流冷壁燃烧室性能的影响,采用雷诺应力模型（RSM）对矩形进气管、圆形进气管和三角形进气管的旋流冷壁燃烧室进行了数值模拟。结果表明：综合考虑燃烧效率、总压损失、冷壁效果以及出口温度分布,矩形进气管较圆形与三角形进气管性能更优。矩形进气管入口长宽比对总压损失系数的影响不大,对出口温度分布、燃烧效率影响...
为了提高固体火箭发动机的点火安全可靠性,对发动机的冲击载荷沿发动机轴线变化规律及压力波在发动机环形通道内传播速度进行研究。采用PVC塑料、单根单孔管装药和不同药量装填发动机进行试验,通过传感器测得实时压力。试验结果得出点火药量和最大压强近似符合指数关系,环形通道内压力波的速度约为400 m/s,且不随点火药量产生变化。该研究结果为...
文中研究了固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护的切换控制。首先建立了燃气流量调节系统和发动机的动态模型,并分析了燃气流量及进气道出口压力的负调响应特性。然后建立了固体火箭冲压发动机多回路切换控制系统,最后通过仿真分析了推力调节和进气道喘振保护回路的切换过程及控制器积分限幅对切换过程的影响。研究表明固体火箭冲压发动...
文中通过数值模拟研究平衡流与非平衡流的差异和适用情况,为两相流数值模拟中选择合理的计算模型提供相应的参考。采用高雷诺数条件下的k-ε湍流模型、双流体模型以及全流速SIMPLE方法分别对发动机内的两相平衡流与非平衡流进行模拟研究。计算结果表明,平衡流与非平衡流计算得到的两相流场在喷管的扩张段存在差异,且差异随着膨胀比的增加而更加明...
文中以固体火箭发动机复合喷管为研究对象,测试了背壁材料的热解响应特性及随温度及压强变化的接触热阻,用有限元法进行了二维轴对称喷管瞬态热分析。然后给出考虑与不考虑背壁热解效应情况下的温度场计算结果,并进行了验证试验。最终将计算结果与实验结果进行比较,结果表明,背壁热解效应可以降低喉衬组件的温度,考虑背壁热解效应的喉衬组件温度...
准确的线粘弹性本构参数是进行装药结构完整性分析的基础。文中基于遗传算法提出了复合推进剂单轴松弛模量和体积松弛模量的实验获取方法。通过实验获得了HTPB推进剂的单轴松弛模量参数。将传统方法和文中所用方法进行对比,结果显示基于遗传算法获得的单轴松弛模量数据更加准确,弥补了传统方法不准确的缺点。对单轴拉伸情况下HTPB推进剂线性粘弹...
为了解决有控火箭弹弹道优化问题,文中提出一种基于Gauss伪谱法的弹道优化设计方法。首先在纵向飞行平面内建立火箭弹运动模型,将运动过程等效为路径约束,以飞行始末状态为边界约束条件,建立起有控火箭弹弹道优化模型。基于Gauss伪谱法将弹道优化问题转化成一系列非线性规划问题并以序列二次规划法求解。最后以某型火箭弹射程为优化指标进行仿真...
海空两栖无人机是一种既能在天上飞,又能在水下航行的新型航空航海器,具有很高的研究与应用价值。设计了一种海空无人机的构型,为了研究该构型在飞行与潜水时的可行性,利用Fluent对海空无人机外部构型进行气动和水动特性计算分析。然后根据仿真与分析得到的气动系数与水动力系数得出,所设计的海空无人机外形布局分别符合飞行与水下航行要求,确定...
为了探究不同尾翼末敏弹的气动特性,设计了带有副翼结构的无伞末敏弹模型,借助计算流体力学建立了无伞末敏弹的气动力仿真模型。数值计算结果表明不同尾翼结构对末敏弹的稳态落角和阻力系数有较大影响。当翼展从150 mm增至250 mm时,末敏弹的稳态落角从43°减至16°,阻力系数从0.78增至1.61。当副翼斜置角从0°增至60°时,稳态落角、导转力矩系数和阻...
为了解决外弹道虚拟试验中从各种影响因子生成到模拟随机外弹道等一系列关键问题,针对外弹道试验的特点,通过开发随机内弹道和外弹道计算模块,并以ADAMS为动力学仿真平台,对武器系统的外弹道虚拟试验技术进行了研究,最后以Multigen为视景仿真平台对试验进行了三维可视化,进而为外弹道虚拟试验技术提出了一套系统的解决方案。此外还对一高炮进行...
为实现对弹药外弹道性能的快速预测和分析,搭建了外弹道性能分析模块的软件体系架构,详细分析了其功能结构组成,并对经典外弹道分析模型及飞行稳定性分析模型进行梳理,通过Visual Studio 2010 C＋＋下的MFC框架设计开发了弹药外弹道性能分析软件。利用此软件对某制式弹丸的外弹道性能进行计算分析,与实弹发射数据相比,两者吻合较好。弹药外弹道...
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