基于摄动理论的爆高确定方法研究

分别讨论了两种通过飞行时间确定爆高的方法:解析计算修正法和时间偏导数法,这两种方法都是通过计算延迟时间来确定爆高,具有自主性强、可靠性高的特点。计算了两种方法在不同干扰条件下的结果,分析了造成计算偏差的原因。计算结果表明,两种方法的计算误差都非常小,均可应用于弹道导弹爆高确定。     

一种弹道导弹再入弹道解析方法

在现有再入段解析方法的基础上,考虑更为贴近实际的条件因素,求得一组新的弹道导弹再入弹道解析解.首先,在忽略引力影响的条件下,求解非线性微分方程组,得到零阶速度解和零阶速度倾角;再代入原方程组解出一阶速度、再入段飞行时间、速度倾角及射程的解析表达式;最后通过仿真计算证明了该方法的优越性.     

弹道导弹突防某型ABL的自旋速度研究

叙述了某型机载激光武器(ABL)的作战方案、杀伤威力及其对弹道导弹的威胁。针对弹道导弹主动段自旋的突防方案,分析了弹道导弹自旋速度的上限、下限和具备突防某型ABL能力的最小自旋速度。以某型远程弹道导弹为例,通过仿真计算确定了其突防某型ABL最合适的自旋速度范围。研究结果表明,所确定的自旋速度范围既能在某型弹道导弹上实现,又能达到突防某型ABL的效果,表明弹道导弹主动段自旋是防御激光武器的一种有效措施。     

空射弹道导弹助推段弹道设计与优化

在弹道优化设计研究中,针对空射弹道导弹弹道优化两点边值问题解析求解困难且对参数敏感的问题,基于将过程优化问题转化为参数优化问题的思想,采用了飞行程序角设计的参数优化方法。根据空射弹道导弹亚声速水平发射的特点,首先基于动力特性设计了其助推段飞行程序角模型,确定了恰当的控制变量参数化结构,在满足飞行过程的多种约束条件下,建立了弹道优化模型,引入序列二次规划法对其进行优化计算,从而实现了对确定优化目标的轨迹快速生成。仿真结果表明,弹道优化计算时间缩短,收敛速度明显提高,可在原有设计基础上,提升优化指标16%,验证了该方法的有效性。     

弹道导弹零射程线及其应用

在考虑地球自转的情况下,建立了由关机点参数计算落点位置和纵程、横程的解析模型,而后利用求差法计算偏导数.弹道导弹末修级标准程序设计、多头分导程序设计与固体弹道导弹耗尽关机制导等应用算例表明,该方法具有很高的精度和应用价值.     

在流动管道中有限振辐波的传播

本文讨论了在流动管道中有限振幅波传播的一种计算方法，该方法基于：（１）如果知道管道某位置的压力和速度的同步时间历程，利用特征线方法，就能计算管道任何位置的压力和速度的时间历程。（２）由于速度时间历程的测量难度很大。故利用管道上相邻两点的压力同步时间历程来计算该两点的速度时间历程。（３）速度的初值可用控制流量，多次迭代计算得到。（４）管端参数λ和β是研究管端反射的重要参数。本方法取得了理论与实验结果     

基于BP神经网络的飞行时间快速计算方法

为快速计算弹道导弹的飞行时间,首先分析了影响弹道导弹飞行时间的各因素,并重点仿真分析了不同发射点纬度、射程、大地方位角对飞行时间变化的影响规律,提出了基于BP神经网络快速计算弹道导弹飞行时间的方法,并仿真验证了该方法的有效性。该方法适用于多枚导弹进行火力协同攻击或饱和攻击时,快速计算不同导弹的飞行时间。     

基于高分辨距离间隔像的频率步进单脉冲雷达测角技术研究

 频率步进雷达合成高分辨距离像时对速度补偿的精度要求很高,而采用高分辨距离间隔像处理则可以大大降低这种要求。首先分析了高分辨距离间隔像成像的一些问题;然后阐述了基于高分辨距离间隔像的单脉冲雷达测角机理,并且提出了3 种过采样条件下的单脉冲雷达距离间隔像测角算法,进行了计算机仿真,结果表明距离间隔像交叉项选大测角方法性能优于其它两种方法。     

交会对接任务碰撞规避策略制定研究简

针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法.高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小.通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障.     

基于闭路制导的弹道导弹发射诸元的仿真算法

提出了一种基于闭路制导的弹道导弹的发射诸元算法.给定发射点与瞄准点的地理位置,以压低弹道为目标,通过一种迭代方法求解关机点弹道倾角,并基于地球引力级数展开模型提出了一种虚拟目标的快速计算方法,以主动段弹道平面和被动段弹道平面二面角为指标完成了发射方位角的迭代计算,最后通过仿真算例论证了该算法的可行性.     

大范围收敛的摄动Lambert问题新型解法:拟线性化-局部变分迭代法

研究实时、高效、稳定性强的高性能空间轨道计算方法对于中国未来航天工程具有重大应用价值。针对强非线性系统的多维两点边值问题,提出了一种拟线性化-局部变分迭代法（QL-LVIM）,通过拟线性化（QL）思想,将非线性两点边值问题转化为一系列具有一定迭代格式,并且成对出现的初值问题,进而通过局部变分迭代法（LVIM）对其进行求解。利用拟线性化的大范围收敛特性和局部变分迭代法的快收敛、高精度特性,该方法能够在较大的时间和空间尺度下快速精确获得摄动Lambert问题的初速度和转移轨道,其收敛域远大于传统的牛顿打靶法,为航天器轨道转移提供了一种简便高效、稳定性强的新型计算方法。在不同轨道情形下,与几类参考方法对比,结果表明本方法能够在计算效率方面实现大幅提升,并且能够在大范围内实现快速收敛。方法的有效性在地-月系三体问题中得到了进一步验证。     

弹道导弹关机点偏导数自检方法研究

提出了一种对弹道导弹关机点偏导数进行检验的方法,通过建立关机点偏导数和关机点绝对运动参数之间的关系方程,推导出利用关机点参数进行偏导数校验的闭合公式。算例结果表明,利用此方法可以有效提高弹道导弹关机点偏导数校验的可靠性。     

航空用防弹复合材料弹道极限速度的估算

结合实验对物理模型法和统计模型法进行了分析。在分析误差原因的基础上,采用量纲分析法对S.Tsai的物理模型法做了有效的修正,解决了摩擦阻力项系数的表征和求值方法,并提出了用修正的物理模型法计算弹道极限速度的步骤。同时,考虑了弹速对能量吸收的影响,对统计模型法进行了合理的修正。通过实验验证得出,修正后的 2种方法提高了弹道极限的估算精确度     

纯惯导中制导误差分析

针对洲际弹道导弹,在分析加速度计测量误差和陀螺漂移误差对导弹视加速度影响的基础上,给出了中制导段惯性系统对速度和位置的误差传递模型,对给定的惯组误差系数偏差进行了纯惯性导航制导误差计算。仿真结果表明,纯惯导中制导对洲际导弹落点精度影响比较大。该算法可用于纯惯性中制导方案设计。     

空射导弹发射初始弹道数值仿真

导弹从载机上发射时,载机对导弹的流场存在干扰,从而影响导弹在发射初始阶段的姿态和运动轨迹。为了确定导弹的初始弹道参数,本文利用CFD商业软件Fluent6.1计算导弹发射时的非定常流场,并通过该软件的接口嵌入导弹的六自由度弹道方程,同时计算了导弹在载机流场干扰下的非定常气动力和初始弹道。计算结果清晰地表现出导弹与载机的分离过程和载机流场的干扰形式,并可估算出载机的流场干扰范围。     

飞行器大迎角下俯仰静、动导数的数值计算

 采用一种适用于非定常流动计算的逐次超松弛（SOR）时间推进方法耦合求解非定常Navier-Stokes方程和强迫运动方程,数值模拟了NACA0012翼型、弹道外形(HBS)和有翼导弹等飞行器在不同初始迎角下做强迫俯仰振荡的黏性动态流场,给出动态气动力及力矩系数的时间历程;采用积分法获得飞行器的静导数和动导数,将计算结果与实验结果及半经验理论预测方法进行比较并分析飞行器在大迎角下动态特性的非线性特征;计算结果与实验值相吻合,表明本文采用的非定常数值模拟方法在大迎角下能够较准确地模拟飞行器的动态特性,具有工程应用价值。     

时间谱方法中的高效GMRES算法

研究了时间谱方法求解周期性非定常流场的计算效率,并对时间谱方法应用于周期性非定常流动的隐式求解方法进行探讨。当采样点数增加或减缩频率增大时,时间谱方法对应的雅可比矩阵对角占优性质迅速恶化,导致很多传统的迭代方法失效。为了解决上述问题,论文采用带预处理的广义极小残差(GMRES)算法来提高雅可比系数矩阵的计算收敛性。使用时间谱方法对NACA0012翼型强迫振荡算例进行计算,并与时域差分方法的计算效率和精度进行对比。研究表明在保证计算精度的同时,时间谱方法普遍可将计算效率提高一个量级左右。对于跨声速周期性流动,广义极小残差算法不论是稳定性还是收敛性都优于对称SGS迭代算法。     

基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道设计

针对地月空间货运任务和环月轨道空间设施建设任务,提出一种弹道逃逸和小推力捕获相结合的新型地月轨道转移模式,并建立了一整套该类型轨道设计方法。首先,在三体模型假设下分别建立地心弹道逃逸轨道和月心小推力捕获轨道的二维极坐标动力学模型。对于弹道逃逸轨道,将地心旋转系对准角和地月转移加速速度增量作为控制变量,提出初值估计解析公式,并应用序列二次规划算法进行快速求解。对于小推力捕获轨道,以月心距为参考量设置与弹道逃逸轨道的拼接点约束,提出能量匹配方法预估飞行时间,采用最优螺旋轨道的初始伴随状态解析式预估近月点伴随变量初值。基于混合法和轨道逆推思想,采用人工免疫算法进行小推力捕获轨道求解。仿真结果表明,基于弹道逃逸和小推力捕获的地月轨道转移方式大幅降低了近月制动燃料消耗,能快速穿越地球辐射带,且飞行时间适中;同时,提出的轨道设计方法能快速搜索到基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道,验证了该方法的有效性。