高帅[1]2004年在《远程火箭弹的散布研究》文中研究说明本文对远程火箭弹的落点散布进行了分析。首先分析了产生散布的原因；然后将扰动因素加入到弹道仿真程序中，通过仿真和计算，分析了几种扰动因素对火箭弹的散布的影响；最后讨论了消除火箭弹横向散布的方法，并给出其应用程序和计算结果。主要包括以下内容： 第一：扰动因素对火箭弹散布的影响。文中讨论了各种扰动因素所引起的散布并主要论述了初始扰动和推力偏心两种扰动因素对火箭弹散布的影响，并编制了相应的软件，将计算所得的数据文件图形化，既直观又形象的表达了散布情况。 第二：消除火箭弹横向散布的方法。主要分有修正力和无修正力两种状态进行了分析，并编制了相应的程序。 第叁：火箭弹被动控制技术研究。本文中提出用弹性适配器构成被动控制子系统，可以保证不同的弹种均有最佳的被动控制效果。
杨树兴, 张成, 朱伯立[2]2004年在《远程火箭弹简易控制方法》文中提出通过数值仿真分析了弹道风、质量偏心、推力偏心、初始扰动等各种扰动因素引起远程火箭弹落点技术散布的机理,指出火箭弹落点散布主要来源于主动段,且主动段终点速度矢量的方向散布是造成落点散布的关键.在此基础上,提出了一种简易控制方法.该方法通过稳定火箭弹主动段姿态,减小了火箭弹主动段终点速度矢量的方向散布,抑制了各种扰动因素引起的技术散布,提高了远程火箭弹的射击密集度.该方法具有控制效果好、系统简单、易于实现等一系列优点.
张成, 杨树兴[3]2004年在《姿态稳定火箭弹射程散布的仿真研究》文中提出在主动段进行姿态稳定是提高远程火箭弹射击密集度的有效技术措施 ,实施了姿态稳定后 ,火箭弹的纵向散布仍然偏大 .文中采用统计实验法 ,通过大量的弹道仿真对姿态稳定火箭弹的纵向散布特性进行研究 ,计算结果表明 :总冲跳动和质量偏差是造成纵向散布的主要原因 ;主动段终点弹道倾角散布在大射角时对纵向散布影响小 ,在小射角时对纵向散布影响大 ;速度极小点参数比主动段终点参数与射程有更强的线性相关性 .
卞伟伟, 王良明, 蒲元[4]2010年在《鸭舵-阻力环复合控制火箭弹制导方法》文中认为针对远程火箭弹落点散布大的问题,探讨了一种以鸭舵实现火箭弹姿态稳定,并采用阻力机构进行纵向散布修正的复合控制方法。提出并分析了简易制导系统方案,建立了鸭舵-阻力环复合控制条件下的有控弹道模型,对启控点参数进行了合理设计。仿真结果表明,该制导方法能够有效地抑制由各种扰动因素引起的技术散布,可大幅提高远程火箭弹的射击精度。
袁瑞[5]2010年在《火箭弹主动段弹道简易控制技术》文中研究表明火箭弹向着远程、高精度的方向发展,其落点散布较大的问题必须解决。简易控制技术是目前国内外提高低成本弹药命中精度所首选的一种技术。火箭弹落点散布主要是通过火箭弹主动段末的速度矢量方向角散布引起的。本文从分析火箭段主动段弹道特点的角度出发,探讨了一种在主动段实施简易控制以提高火箭弹落点命中精度的方法。通过测量主动段前期的弹道参量,比较同一时刻其与基准弹道的偏差量,再估算得到落点偏差,确定脉冲作用方位角和作用次数。通过脉冲作用改变弹丸飞行姿态,实现弹道简易控制。文中以某300mm口径的远程低速旋转尾翼火箭弹为研究对象,详细地分析火箭弹所受到的力和力矩,由动量定理和动量矩定理得到了含有脉冲修正力与力矩的火箭弹六自由度空间运动方程组；由外弹道理论分析脉冲力与力矩引起的攻角变化及对火箭弹主动段末速度偏角的影响；仿真分析了脉冲发动机基本参量和布置方式对修正能力的影响,选择了适合该弹丸的脉冲发动机基本参量；选用合适的预测方法估算弹道偏差,确定了点火控制策略,并通过弹道仿真分析了在稳定飞行前提下脉冲作用后火箭弹弹道参量变化趋势,仿真结果表明该脉冲控制方案是可行的。
张松靖[6]2003年在《远程旋转火箭弹简控系统设计及落点精度分析》文中研究指明随着现代军事技术的不断发展，火箭弹作为一种廉价的用来实施饱和攻击的强有力的火力压制武器，日益受到各个军事强国的重视。随着对火箭弹战术性能要求的不断提高，如何提高火箭弹的精度成为一个急需解决的问题。对于这种高超速射弹，侧喷发动机控制是一种有效控制手段。 侧喷发动机是一种快速产生直接控制力的装置，其作用力的产生在毫秒(ms)数量级，通过电磁阀门控制其开关，喷口相对旋转火箭弹固定，在旋转火箭弹弹体旋转过程中改变喷口的开关状态，产生所需要的控制力。 本文针对某型火箭弹设计了成本较低的一种简控系统。控制力由喷流作用力产生，在主动段的初始段(0.385～3.385秒)控制弹体的姿态，使弹轴维持在初始方向上，从而减少初始干扰，减小落点散布(飞行时间约170秒)，提高精度。 具体在本文中，完成了如下工作： 1．建立了包含已分解的控制力的火箭弹数学模型。结合控制系统的组成，给出了喷流控制力作用方式。与空气舵控制方式进行比较，说明了喷流控制力系统的特征，利用MATLAB仿真模拟出两个通道的控制力系数和偏差信号之间的关系。 2．根据喷流控制力的不同分解方式，提出了两种数学模型。按照瞬态控制力分解建立了旋转弹的瞬态数学模型。按照均态控制力分解建立了旋转弹的均态数学模型。 3．根据瞬态数学模型的分析结果，揭示了气动交连角的成因，并估算出气动交连角的大小。然后，针对气动交连角，在控制系统中进行了修正。 4．从旋转弹的均态数学模型出发，推导了旋转弹的弹体传递函数。分析了旋转弹的稳定性条件和形成均态控制力的条件，并应用于研究对象。 5．在考虑多种干扰因素的情况下，采用蒙特卡罗方法对无控火箭弹和有控火箭弹的落点精度进行统计分析。结果表明，简控系统能显着提高落点精度。 本文所做的工作不仅适用于火箭弹的简控系统，对于一般旋转导弹的控制系统设计也可作为参考。
张成, 杨树兴, 王晟[7]2005年在《远程火箭弹捷联射程修正研究》文中提出实现了姿态稳定后,抑制远程火箭的纵向散布上升为提高其射击效能的主要问题.通过数值仿真的方法,研究了采用捷联惯导技术后远程火箭射程修正效果.计算结果表明,捷联惯导的引入使射程修正效果大幅度改善,且采用二次修正模型比线性模型具有更高的方法精度.通过捷联惯导仪器误差的分析,发现二次模型对捷联惯导导航参数误差更为敏感,考虑惯导仪器误差后,线性模型的修正效果要优于二次模型.射程修正系统的方法误差随着导航时间的增加而减小,但由于导航参数误差有随着导航时间增加的趋势,惯导系统工作时间要综合考虑以上两方面因素后确定.
李臣明, 刘怡昕[8]2012年在《尾翼式旋转火箭的弹道散布仿真分析》文中研究表明为了优化火箭弹设计,提高火箭射击精度,对多种因素下尾翼式旋转火箭的弹道散布进行了仿真分析。分析尾翼式旋转火箭散布的影响因素,建立模拟仿真数学模型,以刚体弹道模型为例对多种因素引起的弹道散布进行仿真分析。仿真结果表明:起始扰动、推力偏心、随机风、气动偏心、质量偏心、动不平衡等因素对火箭散布影响较大;对于大长径比远程火箭,还要考虑非线性运动造成的散布影响。
杜韩东[9]2011年在《单组舵控火箭弹气动布局与控制策略研究》文中进行了进一步梳理本文针对某火箭弹设计了一种低成本的简易控制系统,并阐述了系统组成及其作用过程。该系统采用两片气动舵对火箭弹进行俯仰和偏航控制,与四片舵控制的火箭弹相比,具有结构简单、易于实现的特点。从增大升阻比的角度确定了单组舵控火箭弹的气动布局形式为鸭式布局、舵翼和尾翼的布置形式为“一-+”式布局。根据火箭弹飞行特点和相关外形设计理论,初步设计了叁种舵片的气动外形和舵片在火箭弹上的叁种安装位置。利用经典空气动力学理论,估算了有舵和无舵时火箭弹的气动参数,并利用流体动力学仿真软件对火箭弹外部流场进行了仿真研究。通过分析单组舵控火箭弹在飞行过程中所受到的力和力矩,建立了舵控火箭弹的6DOF刚体弹道模型。通过仿真,研究了舵片安装位置、舵偏角大小和舵机起控时刻对控制能力和弹道性能的影响。综合考虑舵机控制能力及火箭弹稳定性,提出了变舵偏角方式的控制策略,使其纵向控制能力达到射程的3/8,横向控制能力达到射程的1/4。利用蒙特卡洛法,对单组舵控火箭弹进行了控制精度的仿真,分别计算了由舵偏角误差和起控时刻误差引起火箭弹落点散布的中间偏差和密集度。本文研究成果对舵控火箭弹的总体设计、气动布局和控制策略具有一定的指导意义。
刘鹏[10]2016年在《单兵火箭云爆弹弹道环境与引信动态特性研究》文中认为为了给单兵火箭云爆弹引信设计和优化提供参考,对弹丸弹道环境和引信动态特性方面的四项技术进行了理论、仿真和试验研究。为了对火箭弹外弹道特性进行研究,采用1stOpt软件拟合了火箭发动机推力曲线,并通过MATLAB软件解算了含推力曲线函数的火箭弹外弹道微分方程组,分析了不同发动机点火时刻对火箭弹外弹道特性的影响,得到了火箭发动机点火时刻对于延期解除保险机构和弹丸射程的影响。分析结果表明：在延期解除保险机构设计时,需要考虑火箭发动机点火时刻散布问题；在小射角情形下,火箭发动机点火时刻变化对火箭弹的射程影响很大,对距离较远处的垂直位移也有一定影响。因此为保证弹丸的射击精度,需要优选点火具设计方案,严格控制发动机点火时刻散布。为了研究在有惯性加速度的环境下不同因素对无返回力矩钟表机构工作时间的影响,通过理论计算和ADAMS软件仿真的方法得到了不同情况下无返回力矩钟表机构工作时间。结果表明：当扭簧力矩足够大时,惯性加速度对无返回力矩钟表机构工作时间的影响很小；在有惯性加速度的环境下,平衡摆转动惯量和驱动力矩对钟表机构工作时间影响明显,适用于对无返回力矩钟表机构工作时间进行调整；而摩擦系数变化的影响有限,不适合用作无返回力矩钟表机构工作时间的调整。为了研究细长结构的弹性弹体碰靶过载分布特性,利用ANSYS/LS-DYNA软件研究了螺纹简化方法并对引信在弹体上轴向位置不同的弹丸撞击不同靶板的过程进行了仿真,得到了弹丸各部分的前冲过载系数。结果表明：在细长的弹性弹丸撞击靶板的过程中其不同部位的过载大小和响应时间存在明显差异,离弹头越远的部分过载响应时间越晚；受弹性体弹丸及螺纹连接处冲击振动的影响,弹体内部的引信所受过载要明显大于火箭弹弹体各部分的过载；引信强度和爆炸元件安定性设计以及钝感度性能设计,应关注这类冲击振动效应可能带来的不利影响。针对引信细长传爆管结构可生产性差的问题,应用ANSYS/LS-DYNA软件对不同结构和不同长度的传爆管输出特性进行了仿真,得到了不同结构和不同长度传爆管起爆后作用在战斗部炸药柱各点上的压力-时间历程曲线,通过冲击起爆理论判断不同结构和不同长度传爆管的起爆能力。结果表明：输出端面带有聚能凹槽的传爆管相比于传统的平底传爆管,起爆能力较强,所需传爆药量少,轴向尺寸也最短。
参考文献：
[1]. 远程火箭弹的散布研究[D]. 高帅. 南京理工大学. 2004
[2]. 远程火箭弹简易控制方法[J]. 杨树兴, 张成, 朱伯立. 北京理工大学学报. 2004
[3]. 姿态稳定火箭弹射程散布的仿真研究[J]. 张成, 杨树兴. 弹道学报. 2004
[4]. 鸭舵-阻力环复合控制火箭弹制导方法[J]. 卞伟伟, 王良明, 蒲元. 火力与指挥控制. 2010
[5]. 火箭弹主动段弹道简易控制技术[D]. 袁瑞. 南京理工大学. 2010
[6]. 远程旋转火箭弹简控系统设计及落点精度分析[D]. 张松靖. 西北工业大学. 2003
[7]. 远程火箭弹捷联射程修正研究[J]. 张成, 杨树兴, 王晟. 北京理工大学学报. 2005
[8]. 尾翼式旋转火箭的弹道散布仿真分析[J]. 李臣明, 刘怡昕. 兵工自动化. 2012
[9]. 单组舵控火箭弹气动布局与控制策略研究[D]. 杜韩东. 中北大学. 2011
[10]. 单兵火箭云爆弹弹道环境与引信动态特性研究[D]. 刘鹏. 南京理工大学. 2016
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