基于动网格的火箭橇刹车系统仿真研究

为了解决火箭橇刹车系统工作时的非稳态特性在流场分析中难以采用相对运动理论及迎风阻力的算法问题,采用Fluent 动网格技术对缆绳水刹车以及戽斗水刹车进行了非稳态工况仿真计算研究,得到了缆绳水刹车的刹车力特性曲线以及戽斗水刹车的刹车力随时间变化曲线,缆绳刹车仿真结果与理论解析结果进行了对比吻合较好。戽斗水刹车进行了仿真和试验值对比, 结果表明水戽斗在750m/s 速度下仿实误差为3.92%,在590m/s 时仿实误差为6.01%,该计算为火箭橇刹车工程设计提供了算法参考。     

高精度火箭橇试验轨道随机不平顺分析

对实测高精度火箭橇试验轨道随机不平顺功率谱密度(PSD)进行B样条插值,得到拟合用PSD平均曲线.对此曲线采用最小X方回归与粒子群优化算法,得到了指数函数形式的PSD函数参数值.基于PSD进行频率采样,利用Monte Carlo法模拟得到随机相位,然后利用Blackman-Turkey法模拟得到试验轨道空间域内的不平顺大小.分析与模拟结果表明:高精度火箭橇轨道随机不平顺具有低频、低幅值和低功率特性.随机不平顺对数PSD值随频率的增加而趋于稳定值.     

基于火箭橇的北斗动态定位精度鉴定方法

介绍了几种现有的以GPS/北斗为主要代表的卫星导航系统的动态定位精度鉴定方法,分析了这几种方法在模拟实际使用环境、鉴定精度等方面的优缺点,提出了一种基于火箭橇试验平台的北斗导航定位系统动态定位精度鉴定方法。该方法能够很好地模拟北斗导航定位系统实际工作环境（速度、加速度、振动和天线角度等）,解决高动态、高精度北斗导航定位系统动态定位精度鉴定问题,并对该方法的原理和实施方法作了详细的论述,最后分析了该方法的不确定度及误差,并提出了改进措施。     

基于正反Kalman滤波的动基座重力仪数据处理方法

重力数据处理是动基座重力仪的核心技术,采用了一种基于正反Kalman滤波的数据处理方法提取重力异常值.以动基座重力仪(Sea and Air Gravity,SAG)为研究对象,根据系统参数推导了Kalman滤波方程,并运用正反Kalman滤波方法处理了SAG某飞行架次的数据.将提取的重力异常值与同机搭载飞行的俄罗斯高精度重力仪GT-1A的结果进行比对,试验结果表明,两者滤波结果差值的均方根误差要小于1 mGal.     

惯导系统动基座对准精度试验评估

舰船、飞机武器装备出航前,其装备的惯性导航系统需要进行初始对准,由于实际使用环境的影响,载体可能受到扰动而产生摇摆运动,从而对惯导系统的对准造成干扰.为了提高惯导系统的对准导航精度,需要研究惯导系统在动基座条件下的对准技术方案,基于实际系统的试验验证是技术研究和产品检验交付的重要环节,为了有效评估惯导系统动基座对准的精度,设计了线位移扰动对准试验、六自由度摇摆台对准试验,评估了动基座对准的水平对准误差及航向对准误差,验证了一种动基座对准方案的有效性.     

一种提高捷联惯导系统动基座初始对准精度的方法

捷联惯导系统初始对准精度直接影响系统导航精度,以适用于动基座的惯性凝固系粗对准方法为基础,针对船载设备动基座机动条件,通过实际数据分析,提出了一种粗对准方案,在相同的载体运行条件下,对减小粗对准误差,进而提高导航精度有一定帮助。相对于原粗对准方法,通过试验仿真验证,粗对准精度均有所提高,在此基础上初始对准后,1h导航定位误差从2nmil提高到约0.45nmil。     

一种动基座下ESGM定位误差仿真方法研究

结合静电陀螺监控器的工作原理及天文导航知识,推导出ESGM 模型中导航参数随载体运动而变化的计算方法,并用该方法仿真比较了各航行状态下ESGM 的定位误差。结果表明：转向时的定位误差受航速、转向率的影响较大。该方法对动基座条件下静电陀螺监控器的计算机仿真有一定参考价值。     

基于火箭橇的无人机碰撞民用飞机试验技术研究

无人机碰撞民用飞机关键部位损伤程度的研究是民航领域关注的新型热点问题。本文首次提出采用 火箭橇试验评估无人机碰撞民用飞机的安全性。通过对碰撞速度、碰撞位置、无人机姿态、参数测量等进行研 究,设计碰撞技术方案,论述火箭橇的设计、弹道控制设计、强度校核和测试方案,并进行试验验证和仿真计算。 结果表明:本文设计的火箭橇碰撞试验方案是可行的,实现了单一弹道上的连续多点碰撞及多视角、全覆盖、高 稳定的全过程记录;可为后续开展同类碰撞试验提供必要的技术参考,所开展的多发次碰撞试验也为无人机碰 撞民用飞机的安全性评估提供了有效的试验数据。     

基于火炮发射原理的载荷冲击火箭橇试验方法

分析了载荷冲击试验的现状, 对几种常用的载荷冲击试验方法的特点和局限性作了简要说明。着重介绍了一种基于火炮发射原理、以火药燃烧为动力、依托火箭橇试验设施实现、低峰值、长持续时间的载荷冲击试验方法,阐述了试验原理,简要说明了试验系统的构成和各部分的功能,并使用模拟仿真的方法,对载荷冲击结果进行预示,然后以某型试验为例,对影响峰值和持续时间的因素进行分析和控制,对载荷冲击曲线进行了比较和说明,最后对此种试验方法的应用前景和后续研究方向进行了描述。     

双轨火箭橇全时程动力学仿真分析研究

随着用于武器系统的新理论、新技术和新材料的发展,火箭橇的应用越来越广泛。本文针对双轨火箭橇系统,建立了橇轨-滑车系统的动力学分析模型。建立了橇车三维实体模型的简化与优化匹配方法,推导了考虑阻尼、橇轨间隙以及不平顺度的火箭橇运动动力学方程组并进行了求解。对于橇车动态特性计算问题、橇车设计与载荷预测,具有重要的理论与应用价值。     

导航系统高动态校准火箭橇试验平台研制

火箭橇试验是在地面实现导航系统高动态校准的最佳方法。针对国内导航系统校准火箭橇试验尚处在起步阶段且缺乏通用试验设施的现状,提出了构建校准火箭橇试验平台的设想,以提高试验安全性和数据有效性。完成了最高速度2Ma、最大航向过载30g的校准平台研制,详细介绍了结构设计和仿真分析过程,开展了最高速度306m/s、最大过载11g的火箭橇验证试验。试验结果表明：校准平台运行安全、回收可靠、数据全面,能够满足导航系统高动态校准的指标要求。后续将在此平台上开展更高速度的多套、多类型导航系统校准火箭橇试验研究。     

导引头火箭橇试验振动力学环境控制技术研究

针对导引头系统的特点, 从火箭橇试验系统的振动源分析, 开展导引头系统火箭橇试验的振动力学环境控制技术分析,通过对火箭橇体结构的气动优化设计及聚氨酯泡沫填充剂的吸振作用和硅橡胶的减振作用的组合方式相结合降低导引头系统振动环境,并利用仿真分析和火箭橇试验验证力学环境控制系统设计的合理性。     

机载激光捷联惯导舰上动基座自对准试验研究

舰船停泊在港口或者在海上抛锚时,由于受到海浪的冲击而发生摇摆,这对从舰上起飞的飞机激光惯导对准提出了新的课题.本文利用基于惯性系重力加速度的粗对准算法获得了较高精度的初始姿态和航向,在此基础上利用卡尔曼滤波对姿态和航向残差进行估计和修正,实现了动基座条件下高精度对准.     

惯导装置精度试验火箭橇弹道设计

以9km 火箭橇试验设施为基础, 就惯导装置精度试验所需的长时、大过载弹道条件, 提出了一种火箭橇弹道的设计方法。建立了火箭橇主动段和刹车段运动方程, 针对火箭发动机推力、气动力、摩擦力和刹车力等主要动力学因素, 结合工程经验,提出了选取原则和方法。以某惯导装置精度试验为背景,设计了火箭橇试验弹道,通过试验验证,设计结果与实测数据基本一致,满足总体要求,并对其中出现的主要误差进行了分析和评估。该研究能够为惯导装置开展精度试验奠定良好的火箭橇弹道设计基础。     

超声速火箭橇全程速度雷达测试方法

针对超声速侵彻类火箭橇试验的全程速度测试难题, 提出了多台雷达来向与去向结合的接力测试方案, 并阐述了实现该方案需解决的关键技术及解决途径, 包括：高精度同步与远端控制装置设计和多台雷达数据融合处理,最后通过试验对该方法进行了原理验证,验证结果满足要求。     

火箭橇速度测试雷达合作目标设计

为提高测速雷达对长距离火箭橇全程速度测试作用距离, 从增大目标雷达截面积的角度提出了无源角反射器与有源雷达目标模拟器两种橇载雷达合作目标设计思路,重点阐述了有源雷达目标模拟器设计方案,明确了有源雷达目标模拟器设计中需解决的关键技术。文中设计的雷达合作目标能够满足靶场长距离火箭橇试验全程速度测试要求,具有较高的实际使用价值。