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31.
首先对比弹体压心位置变化对火箭增程弹道和末制导炮弹名义弹道的不同影响,重点分析弹体压心位置变化对末制导炮弹末导段弹道的影响特点,得出弹体压心位置变化对末导段弹道的捕获域和有效攻击区有着重要影响的结论。该结论对末制导炮弹的射表编拟以及新型末制导炮弹的设计都具有重要指导意义。  相似文献   
32.
两栖UAV是介于空气与水之间运动的新概念飞行器,由于同时受到空气动力,水动力的作用,动力学特征较巡航飞行器和水面滑行艇均有很大差别.基于空气动力学和二元平面滑行理论.建立了两栖UAV的飞行动力学模型和滑跳动力学模型,同时给出了仿真算例,并对两栖UAV的滑跳过程进行了弹道仿真研究.建模可以为两栖UAV的方案总体设计,滑水外形优化和弹道方案设计提供理论依据和计算方法.  相似文献   
33.
非惯性运动目标弹道预报技术探讨   总被引:3,自引:0,他引:3  
动能拦截弹的助推段和中段一般针对预测命中点实施制导,这是以目标弹道预报为前提的.空天防御体系的作战对象将来要面对具有大机动能力非惯性运动目标,因此非惯性弹道预报技术将是空天防御技术的难点和关键技术之一.首先分析了非惯性目标运动与控制的特性,讨论了大升阻比空天飞行器的控制原理、飞行约束条件与制导方法,从而探讨非惯性弹道预报的技术可行性.根据现有技术条件,分析了非惯性运动目标弹道预报的关键技术以及弹道外推预报的方法.  相似文献   
34.
分析了某型外贸机空对地发射57-2航箭射导弹着点超前的基本原因,并从工程实践出发,提出了解决超前问题的新思路。其基本设想是在武器瞄准方程计算火箭弹道的初始条件中加入一个火箭爬升角增量和火箭虚拟速度增量,使计算弹道逼近实际弹道,避免了重新修正火箭阻力函数,重新计算弹道及弹道拟合的周期长、费用高的常规办法。进而在此基础上修改了平显软件。经验证试飞,获得满意结果。  相似文献   
35.
考虑到弹底压强、尾翼汽缸内压强变化情况与汽缸张开式尾翼展开关系密切,研究了某型制导炮弹内弹道性能,建立了考虑汽缸充放气过程的内弹道两相流模型.针对尾翼张开异常现象,分析了尾翼汽缸气孔直径变化引起的汽缸压强变化情况,计算结果表明:张开式尾翼汽缸内外压强差随气孔直径的变化而变化,气孔直径变化到一定值时,汽缸尾翼在膛内开始外张.研究结果为分析气孔烧蚀引起的尾翼张开异常现象提供了理论依据.  相似文献   
36.
针对目前飞行器航迹规划中弹道计算量大、耗时长的问题,结合GPU大规模并行计算特性,提出了一种基于GPU的弹道快速计算方法.该方法以4阶Runge-Kutta (R-K)法为基础求解弹道微分方程组,通过计算资源的分配、数据流分段将弹道计算任务映射到GPU线程模型,利用CPU加GPU异构模型的数据流控制能力,实现上千条弹道的并行计算;实验表明该方法计算精度满足要求,并获得几十倍理想加速效果;也为航迹规划系统其他大规模并行计算提供了新的解决思路.  相似文献   
37.
最大滑翔距离是滑翔弹最重要的战技指标之一.根据现有理论,滑翔弹按照最大升阻比飞行的弹道是具有最大滑翔距离的最优弹道.滑翔弹实现最大升阻比飞行的控制策略有升阻力系数表达式法和升阻比搜索法,针对这两种方法的不足,根据工程经验,提出一种计算量小、结构简单的新方法.以某型号滑翔弹为仿真用例,仿真结果证明了新方法的可行性和有效性;对不同类型的滑翔弹,新方法具有通用性.  相似文献   
38.
远程火箭弹滑翔增程技术研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
基于火箭弹滑翔增程技术中采用的控制导弹法向过载和保持升阻比最优的2种滑翔控制方案,建立了滑翔弹道模型,分析了2种不同控制方案的约束条件,并进行了全弹道仿真,计算了不同下滑点对弹道增程的影响,为增程弹道控制方案的选择提供了依据.  相似文献   
39.
根据弹道修正弹阻力板的展开控制对于射程偏差预测要求的实时性,提出基于摄动原理的射程偏差预测算法.为解决阻力板修正能力在线计算数据量大的问题,提出在弹载计算机上装定阻力板修正能力表格的方法,给出发射前计算修正能力表格的过程和飞行中使用修正能力表格的步骤,提出阻力板展开时机的优化判断条件,并采用该方法对某型弹道修正火箭弹射程修正控制进行仿真试验和飞行试验.仿真试验结果表明,当目标射程为33 565.4m时,经修正后火箭弹的射程偏差能控制在20m以内;飞行试验结果表明,弹道修正火箭弹的射程偏差实测为24m,射程精度得到明显提高.  相似文献   
40.
一种防空指令修正弹控制模式研究   总被引:1,自引:1,他引:1  
针对防空指令修正弹的方案设计问题,探讨了一种通过选择弹丸在有控段某点停止控制而恰能完成修正指标的外弹道控制模式,推导了有控弹丸平均侧向速度和剩余飞行时间的估算公式,给出了最佳停控点的确定判据.对上述控制模式进行了仿真计算,得到不同修正条件下的侧偏修正量及攻角曲线.仿真结果表明,该控制模式具有较高的控制精度,侧偏修正最大误差不超过±2.5%,且在该模式下弹丸也可保持飞行稳定.该研究结果可用于指导防空指令修正弹的方案设计.  相似文献   
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