弹丸转速处理软件设计中的几个问题

简要介绍了利用弹道监测系统加无线电引信对飞行中的弹丸的转速变化曲线进行测量的方法，着重讨论在转速处理专用软件的开发过程中所遇到的几个问题及为此而采取的几个技术措施。     

测速定轨的实时算法

基于弹道参数的样条表示理论，本文提出了雷达目标的测速定轨实时算法。算法的关键是通过弹道表示系数的递推计算，由预测量与实际测量量的差别来计算样条系数和确定样条节点。在已有的弹道样条表示基础上，下一时刻的弹道计算有三种情况：用预测值、局部调整校条系数和增加样条节点，给出了在实时计算中采用哪种计算的准则。     

载人飞船再入轨道和制导规律设计及六自由度弹道仿真

载人飞船再入轨道和再入制导规律设计是载人飞船成功返回的关键技术。文章综合介绍再入轨道设计方法，用变υ（t）来满足轨道设计的要求；研究了再入纵向制导纵向制导和侧向制导，用极大值原理确定纵向制导反馈增益系数，引入“漏斗式”的侧向制导，其制导效果良好；利用转移矩阵进行姿态控制可以解决欧拉角交边和奇异问题；对载人飞船返回再入段GNC一体化设计提出了迭代方法。     

临近空间无动力攻击器修正弹道建模与仿真

针对临近空间无动力攻击器飞行高度跨度大、速度高、射程远等特点,建立了空气动力模型,考虑高空气动力、重力加速度随高度与纬度的变化,地球自转以及地表曲率等因素对弹道的影响,建立了精度较高的弹道数学模型,并与不考虑以上因素的情况进行了对比。仿真结果表明:临近空间无动力攻击器弹道建模中考虑上述因素的影响是必要的。     

某型飞行器气动参数辨识与弹道仿真

以某型飞行器为例,运用气动参数建模分析的手段,建立典型空气动力学模型。将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对观测量和物理几何参数误差影响辨识精度进行了分析,选用某型飞行器现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,将辨识得到的气动参数进行了仿真验证。利用辨识得到的气动参数仿真计算的弹道与试验结果吻合度较高,说明气动参数辨识可行。     

不同密度比球体入水空泡流体动力特性研究

基于实验与数值计算相结合的方法,针对不同密度比的疏水性球体开展了垂直入水空泡形态及水下流体动力特性研究。建立了基于高速摄像法的小型航行体入水实验系统,并进行了入水空泡高速录像观察。基于VOF方法和动网格技术建立了考虑表面润湿性的回转体入水数值模拟方法。通过与实验结果对比,验证了数值方法的准确性和有效性。基于对实验与数值结果的分析,总结了疏水性球体的入水空泡及水冠发展随密度比与入水冲击速度的变化规律,对比了不同密度比球体在水下空泡夹断前后的流体动力系数。结果表明:随着入水冲击速度的增加,球体动能加大,入水空泡和水冠尺度增大,并从准静态闭合空泡逐渐发展为深闭合及面闭合空泡,临界速度随着密度比的增加而减小。此外,空泡夹断后会形成上下两股高速射流,射流的进一步运动加速了水面及球体附近空泡的溃灭。在流体动力特性方面,球体带空泡航行阶段的时均流体动力系数随密度比的增加而减小,而随入水冲击速度的变化较小,同时空泡夹断会造成流体动力较大波动。     

不确定飞行环境下的滑翔制导炮弹方案弹道优化

滑翔制导炮弹因体积和成本所限存在控制能力有限的问题,有必要对其方案弹道加以合理的设计,为此提出一种不确定飞行环境下的弹道优化方法以降低方案弹道对各类随机干扰的敏感度。建立了模型偏差、滑翔启控点参数偏差、气动参数偏差及气象偏差等不确定性因素的数学模型,推导出计及随机干扰的滑翔弹动力学系统雅可比矩阵的解析表达式,利用线性协方差分析法,得到了系统误差传播方程,进而建立了不确定飞行环境下的弹道优化模型。利用Chebyshev伪谱法将弹道优化问题转换为非线性规划问题,在此基础上采用内点算法(Ipopt)获得了方案弹道的最优解。仿真结果表明,与不考虑不确定因素的设计方法相比,采用本文方法设计出的方案弹道,纵向和侧向位移散布方差明显减小,显示出对随机干扰更好的抑制效果。     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心趟高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1．94km／s（Ma=5．65）,单位雷诺数4．32×10^7～1．20×10^8m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0．6～2．2mm之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0．3～0．8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明：弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。     

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。     

舰队弹道导弹计划（2）“北极星”蜕变

是的，在舰队弹道导弹计划发展进程中．那种高昂的士气贯穿始终。无论是一个技术难点，还是一次政府攻关；是在实验室的操作台前．还是会议上的每次讨论。那种团结是推动计划的原动力。