固体运载器发动机内弹道设计方法

为研究对固体运载器总体性能提升有利的发动机内弹道设计方法,建立了发动机内弹道计算模型,并选取两个燃面设计参数表征内弹道曲线构型。针对某三级固体运载器进行了仿真分析,分别以发动机冲质比最大及运载器射程最大为目标对发动机的内弹道曲线构型进行优化设计,并对这两种设计方法进行对比研究。研究结果表明,发动机性能最优并不一定会实现运载器总体性能最优,以运载器射程最大为目标,对发动机内弹道曲线构型进行优化设计,可显著提高运载器总体性能。研究成果可应用于固体运载器总体方案初步论证阶段,提升固体运载器的性能水平及方案论证效率,使固体运载器总体设计方案更具时效性和竞争性。     

吸气式重复使用运载器弹道仿真研究

在对国内外吸气式可重复运载器的发展现状进行了分析后,建立了吸气式重复使用运载器动力学模型、地球模型以及大气模型等数学模型;建立了空天飞行器的弹道仿真系统。并以某吸气式重复使用运载器为研究对象,利用MATLAB编写程序,进行了飞行弹道的模拟仿真。仿真试验表明,计算方法及相应的仿真系统是合理可行的,可应用于吸气式重复使用运载器可行性的评价。     

基于Simulink的潜空导弹运载器水下弹道仿真

简要分析了潜空导弹无动力运载器的基本特征和基本要求;用四元数法和矢量矩阵法建立运载器水下空间运动的数学模型;利用Simulink仿真软件,建立运载器仿真模型,对运载器的水弹道特性进行仿真分析与计算。仿真表明,运载器离管速度对导弹出水时偏距影响很大,水中运动时间主要与发射深度有关。     

吸气式重复使用运载器设计初步研究

分析了国内外吸气式可重复使用天地往返运载器的研究现状,在此基础上提出了一个水平起飞和着陆的单级吸气式运载器方案.采用Euler方程数值解法Dahlem-Buck公式和切楔法对该方案气动布局的亚、跨、超、高超音速气动特性进行了计算分析,由结果可见建立的气动布局可以满足总体方案设想中飞行任务的要求.对该方案拟采用的火箭基组合循环发动机(RBCC)进行了详细分析和性能计算,并在此基础上对该方案的飞行弹道进行了计算分析,通过与采用纯火箭发动机动力的天地往返运载器的飞行弹道对比表明,该方案能明显减小运载器的燃料消耗.     

后效冲量引起导弹弹道误差的一种计算方法

后效冲量误差是引起弹道导弹飞行弹道误差和命中误差的一个重要误差源。根据冲量原理和小偏差理论给出了后效冲量误差引起导弹命中误差的一种计算方法和模型,提出了一种用关机分离方程控制射程的方法。仿真计算表明,该方法可彻底消除后效冲量误差,进而消除后效冲量误差产生的命中误差。     

基于混合粒子群算法的上升段交会弹道快速优化设计

基于梯度搜索的高效性和粒子群搜索的随机性,提出了一种混合粒子群算法,并应用该算法研究了运载火箭上升段交会弹道快速优化设计问题.以运载火箭与目标飞行器在交会时刻的距离最小为目标函数,设计了运载火箭飞行程序,建立了运载火箭上升段交会弹道优化模型,同时分别采用混合粒子群算法、遗传算法和粒子群算法进行求解.仿真结果表明:基于本文算法对运载火箭上升段交会弹道进行优化设计,平均交会位置误差为4.137m,较遗传算法减少了17.940m,平均优化耗时488.922s,较粒子群算法缩短了2342.125s.混合粒子群算法搜索速度较快,收敛精度较高,可用于运载火箭上升段交会弹道的快速优化设计.      

飞行试验弹道重建技术

中远程弹道导弹飞行试验受多种因素的制约,其靶场飞行试验次数有限,且很难进行全程飞行试验,如何将飞行试验落点向全程飞行试验落点的折合,是命中精度指标评定中需重点解决的问题。采用飞行试验弹道重建技术,辨识出影响飞行试验弹道和落点偏差的主要内外干扰项,实现制导工具误差、制导方法误差及非制导误差向全程弹道的折合,工程实践表明是一种较好的方法。     

二级入轨航天运载器最优分离飞行状态研究

研究水平起降二级入轨航天运载器分离飞行状态（飞行高度、轨迹倾角、马赫数）对轨道器在分离点处的质量（包括结构质量、燃料质量等）的影响。主要内容包括：针对以火箭发动机为动力的轨道器，建立了上升段运动方程。采用静态可变误差多面体算法加上动态共轭梯度法数值优化了轨道器上升段轨迹，优化的性能指标是分离点处轨道器的总质量最小，初始条件受到载机上升段走廊的约束，终端约束是某指定的目标轨道。对分离状态与轨道器总体方案（升阻比、推力、比冲等）对轨道器总质量的影响作了大量数值仿真。针对某飞行器模型，得到了一组最优分离飞行状态。拟合出估算分离状态对轨道器总体方案的影响计算公式。得到了合理选择分离飞行状态的结论。     

重复使用天地往返运载器飞行弹道计算研究

介绍了应用于吸气式重复使用天地往返运载器的RBCC动力,根据动力学和运动学方程及地球物理方程式,利用数值积分方法,计算并比较了采用RBCC动力水平起飞、垂直起飞及纯火箭动力垂直起飞的运载器飞行弹道。计算结果表明,相比于纯火箭动力,RBCC动力有效地降低了运载器的燃料消耗量,但热环境明显要恶劣。     

一种火箭助飞鱼雷命中概率实时评估模型

火箭助飞鱼雷命中概率实时评估结果是指挥决策的重要依据。首先,根据每个节点相对目标距离舷角的不同,构建火箭助飞鱼雷的静态命中概率表;其次,对火箭助飞鱼雷的射击误差区域进行分区,计算每个射击误差子区域对应的入水点落入概率;再次,根据每个射击误差子区域端点相对目标的距离和舷角,调用静态命中概率表计算每个子区域对应的平均命中概率;最后,将每个射击误差子区域的落入概率与该子区域对应的平均命中概率的乘积进行求和,得到火箭助飞鱼雷的实时命中概率。     

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。     

大地测量误差对导弹精度的影响与修正

将导弹发射点的所有测量误差统一为标准发射坐标系与实际坐标系之间的平移和旋转,建立了这两种坐标系之间的变换关系,通过各坐标系内的制导方程,用小偏差法求出了落点偏差与发射点的坐标偏差,高程偏差,方位角偏差及垂线偏差之间的解析关系式,并按该计算模型,对典型远程导弹进行了计算。结果表明,该修正公式计算精度高,能用于导弹射前修正。     

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...     

交会对接任务轨道控制规划设计与实施简

针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题.设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化.设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合.交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务.     

基于动基座重力梯度仪的导弹主动段飞行状态估计

弹道导弹主动段由于惯导系统工具误差和扰动引力的影响,使得导弹关机点状态参数偏离标准关机状态参数,大大影响了导弹的命中精度.为此,提出了基于动基座重力梯度仪的导弹主动段飞行状态估计方案,利用动基座重力梯度仪测得的导弹实际位置引力梯度信息,采用卡尔曼滤波方法,修正导弹当前的飞行状态.通过初步仿真,证明该方法理论上是可行的.     

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。     

空地导弹最小射程的一种估计方法

针对机载发射的空地导弹最小射程 ,把发射后的空地导弹看作一个受重力作用、推力等于阻力并具有水平初速的下滑飞行体 ,提出了一种估计方法并编制了计算机软件 ,对影响空地导弹最小射程的主要因素进行了量化分析。研究结果表明 ,空地导弹的最小射程由启控时机、载机初速、投放高度、下滑高度差及末制导最小距离等因素决定。该方法已用于某型空地导弹总体设计方案的分析与评估     

内置式空中发射运载火箭发射方向研究

对运载器与载机分离过程的几个阶段采用统一模型进行研究,建立了分离过程物伞系统的刚体-质点模型。以此数学模型为基础,对空中发射的分离过程用Matlab/Simulink进行了仿真计算。结果表明,前向发射在分离过程结束时运载器的高度损失和速度损失比后向发射小,性能优于后向发射,对实际工程应用具有重要参考价值。     

虚拟现实技术在飞行器级间分离仿真中的应用

主要讨论应用虚拟现实技术进行飞行器级间分离仿真分析的方法。给出了飞行器级间分离仿真时用于控制飞行器模型运动的虚拟世界结构，并且据此建立了一个包括飞行器模型和场景模型的虚拟世界。基于Matlab和Simulink，还给出了将虚拟世界与其它的计算程序结合起来的方法，实现计算、仿真、显示一体化。基于此框架，通过流体力学、飞行力学计算以及级间相对姿态和位置的计算和分析．研究讨论了飞行器级间分离碰撞干扰问题，为级间分离方案和分离机构设计提供了依据。