潜射导弹发射原点测量方法

潜射导弹试验发射坐标系的原点一般应取在发射时刻(弹动时刻)导弹质心位置,这就需要高精度的水下定位测量系统。本文提出在不具备水下高精度测量能力的条件下,利用水上测量手段,对发射原点进行“靠近”测量并予以修正的方法。通过计算给出发射时刻导弹质心的大地坐标,应用于潜射导弹试验中。     

弹道导弹飞行时间的BP神经网络控制方法

时间协同攻击是提高弹道导弹突防能力和作战效能的一种重要手段。由于发动机推力偏差等干扰因素造成导弹的飞行时间偏差较大,为精确控制弹道导弹的飞行时间,运用BP神经网络算法,建立了一种适用于较大飞行时间偏差修正的飞行时间调控模型。该模型用视加速度偏差表征推力偏差等干扰的影响,根据视加速度偏差调整导弹飞行中某一时段的程序角来实现对飞行时间的精确控制。由BP神经网络建立满足飞行时间偏差要求下视加速度与飞行程序角速率、转弯结束时间之间的映射关系。导弹实际飞行时,根据实际视加速度,由BP神经网络在线计算出飞行程序角速率及转弯结束时间,使导弹在干扰条件下仍以预定飞行时间到达目标。最后,通过仿真验证了该模型的有效性和可行性。     

垂线偏差对导弹命中精度影响研究

在目前垂线偏差研究的基础上，求出了法线坐标与垂线坐标系之间的转换关系，而且通过重力分析、空气动力分析和控制基准分析，认为两会标系内导弹受力不同，运动参数也不相等，不仅如此，垂线偏差还从几何和动力学两方面影响瞄准方位角。最后通过计算给出垂线偏差的影响量级工得出了几个结论。     

导弹飞向目标的一种仿真方法

本文在可控质点系弹道计算分析的基础上,应用最大似然法确定导弹总体、气动和控制装置的随机偏值的统计量,建立了一种仿真导弹射击目标飞行器的数学模拟打靶的随机方法。为了达到较好的仿真效果,除了在弹道计算中考虑目标机动飞行外,并在参数向量中引入了目标机动的随机偏差。利用本文提出的状态误差修正协方差矩阵,在推广卡尔曼滤波中估计导弹与目标之间的最佳极坐标,可以减小导弹的脱靶量.     

弹道导弹制导计算中扰动引力的快速赋值

主动段扰动引力是引起弹道导弹制导方法误差的主要因素。因此,要提高导弹的制导精度,就必须能够在弹上实时计算扰动引力。但现有方法在计算快速性和存储量之间无法得到有效协调。为此,把广义延拓逼近思想引入有限元逼近方法中,将插值单元周围节点的信息也包含到单元内一点扰动引力的计算当中,建立了一种新的数学模型。对所选发射空域,在发射坐标系中进行了直角坐标划分。计算结果表明,这种方法能够更加精确地逼近弹道导弹主动段的扰动引力,在600 km×250 km×6 km的主动段飞行区域内,只需要保存60个节点数据,就能使由逼近误差导致的落点偏差小于10 m,是一般有限元逼近方法精度的4倍以上。     

基于地心坐标系的预警弹道仿真研究

提出并建立了在地心坐标系下导弹被动段预警弹道的运动方程,将运动方程建立在同一坐标系下进行解算,这一方法突破了以往在导弹发射系求解导弹弹道在预警弹道仿真中的局限,同时有利于仿真子系统间的数据传输。     

对敌舰攻击所需发射导弹数量的算法

针对导弹饱和攻击所需发射导弹数量现行算法中存在的问题,分析了饱和攻击时导弹命中概率与导弹发射数量的关系.建立了命中概率随导弹发射数量变化的动态计算模型,最后给出了计算饱和攻击所需发射导弹数量的一种新算法.     

运动导弹激励下柔性导轨振动的多体动力学分析法

针对导弹轨式发射采用柔性接触进行动力学建模后计算稳定性差、结构复杂时计算规模大的问题,提出了一种用能随柔性导轨变形的柔性点线约束来替代导弹定向钮与导轨之间接触关系的建模方法;基于有限元模型、单段导轨多体动力学模型和多段拼接导轨多体动力学模型的模态和静态对比分析,验证并消除了应力刚化效应的影响;在考虑导轨应力刚化效应的前提下构建了运动导弹激励下柔性导轨振动的多体动力学模型。仿真结果表明,该方法不仅可以有效解决柔性体接触算法计算量大、计算稳定性差等问题,而且也具有较好的仿真精度。该方法可为复杂导弹发射系统发射过程的多柔体动力学建模提供可行的简化途径。     

空空拦射导弹火控系统飞行方案建模与仿真

针对空空拦射导弹火控系统的飞行试验方案建模与仿真,提出了合理的建模假设,建立了一系列关于载机、目标机及导弹在导弹发射前、发射后整个靶试过程中的运动诸元解算模型,分析了飞机运动方程与火控系统攻击需求之间的相对关系,进行了仿真计算,并将仿真计算结果与实际工程试飞应用结果进行了对比,取到了满意的效果.     

导弹协同作战飞行时间裕度

 基于导弹协同作战任务规划系统进行合理任务分配的需求,研究了导弹可以修正控制飞行时间的裕度。根据导弹-目标在视线坐标系和角动量坐标系下的运动关系,得出了导弹相对于目标的加速度,并基于此给出了导弹剩余飞行时间的估算方法;当前时刻导弹剩余飞行时间的估算值与已经飞行的时间以及任务规划系统指定的期望到达时间构成时间反馈作用,用于修正控制导弹到达目标的最终飞行时间。由于真比例导引律在工程实现和解析运算中具有一定的优势,选择在真比例制导加速度的视线方向施加时间反馈控制作用,进而得出了基于真比例导引律的导弹协同作战飞行时间控制导引律;最后重点研究了在该时间控制导引律的作用下,存在导弹的飞行速度限制以及弹目相对运动约束时,导弹飞行过程中任一时刻对应解析形式的可控飞行时间的裕度。仿真结果表明,本文的设计合理可行,对于多弹协同作战的实现具有重要意义。     

基于CADET的弹道交会误差变化规律分析

运载器弹道与预测命中点之间的交会误差是拦截器分离点误差引起的。分离点的位置误差、速度误差对于弹道交会误差的影响,既取决于其本身的大小,也取决于分离点到达预测命中点的时间。依据分离点误差推算弹道飞行的误差变化规律,是进行运载器制导控制系统分析与误差分配的前提条件。本文通过采用协方差分析描述函数法,对弹道误差变化规律进行了有效分析。仿真结果证明了这种方法的有效性。     

空－空导弹投放系统误差与误差敏感度分析

空对空导弹发射控制参数的计算及其误差分析,是保证攻击有效性的重要环节。介绍了前置追踪攻击原理,给出了空空导弹发射控制参数的计算模型,建立了系统误差分析的仿真结构,提出用小扰动法来研究发射控制参数与扰动误差源的敏感关系,并进行了敏感度计算     

基于脱靶量数据的发射系航迹参数求解方法

针对当前海态巡航飞行试验末段外测无法跟踪测量的实际问题,基于现有脱靶量测量系统,建立了利用某脱靶量测量数据到发射系的转换模型。此模型将脱靶量测量数据统一到发射系航迹中,有利于航迹分析工作。并建立了转换结果的误差估计模型,误差模型充分考虑了脱靶量测量误差、靶船定位误差以及靶船航向角误差。利用仿真数据对转换模型及误差模型进行了计算验证。结果表明,位置误差满足精度要求。该方法对延拓外测处理时段具有积极意义。     

弹道导弹自由段飞行中的守恒量及其应用

从精确弹道计算所用的数学模型出发，指出了弹性在自由段飞行中的两个具有明确物理意义的运动守恒量，并给出了用发射坐标系下的运动参数求这些守恒量的简洁计算公式。这两个守恒量可作为一种简单、实用的辅助评估手段用于计算结果可信性分析以及导弹发射诸元的校验。     

采用现在点射击方式的反舰导弹捕捉概率计算模型

采用前置点射击方式的反舰导弹,在计算射击诸元时,需要目标运动参数,但采用现在点射击方式的反舰导弹,在计算射击诸元时,不测定目标运动要素,不计算导弹自控飞行时间内目标的运动。因此,必须要建立采用现在点射击方式的反舰导弹的捕捉概率计算模型。在把反舰导弹飞向目标过程中的主要误差综合为目标指示精度和侧向偏移两类误差基础上,把目标机动范围、目标指示精度误差作为圆分布来处理,利用解析方法,建立不同误差条件下反舰导弹捕捉概率的计算模型。对高亚声速反舰导弹的捕捉概率进行了仿真,按照捕捉概率的战术标准,得到了对反舰导弹不同发射距离条件下几个参数的要求。     

一种弹目遭遇点预测方法

为充分利用舰空导弹中制导段所获信息并减小导弹中制导段的弹道曲率,给出一种弹目预测遭遇点的解算方法,并据此设计比例导引制导律。在初始发射坐标系中,假设目标由当前位置以当前速度大小沿当前速度方向匀速运动至遭遇点,导弹由当前位置以当前速度大小按照一定的导引规律匀速运动至遭遇点。在该假设条件下,导弹到达遭遇点的总航路大小一方面...     

空舰导弹射击禁区计算模型

空舰导弹射程远、飞行过程中的干扰因素多，明确其实弹射击过程中的禁区对于指导部队的射击训练和作战使用具有重要意义。文章通过分析空舰导弹武器系统的特性，梳理归纳了影响空舰导弹射击禁区的主要因素；在分析空舰导弹运动特性的基础上，采用质点飞行弹道模拟法、导弹飞行误差合成法建立了空舰导弹射击禁区的计算模型。     

Space-based tactical ballistic missile launch parameter estimation

The author explores the influence of a priori uncertainties in launch time and trajectory fly-out profiles, along with sensor angle measurement errors, on the estimation of missile launch location and heading angle. An error model is developed to compute the statistics of the estimation errors using a single pair of angle measurements, one from each of two satellites, or both from the same satellite platform. The measurements and estimation methods are described, followed by a derivation of the estimation errors for the hypothetical case of perfect knowledge of trajectory and launch time. Using the ideal case as a framework, the errors are generalized to include trajectory and launch time uncertainties. The results are discussed with the aid of graphics which were run parametrically to highlight important dependencies and sensitivities     

A Qualitative Study of Proportional Navigation

This paper represents a study of the trajectories of an ideal missile homing on a target according to the proportional navigation law. A qualitative study is performed and conditions are determined which enable one to demonstrate that: 1) the missile always reaches the target regardless of the initial conditions at launch; 2) the rotational rate of the line of sight is decreasing at the pursuit end.