提出了一种基于H-V剖面的亚轨道飞行器再入制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和过渡段分别进行规划,初始下降段采用常值倾侧角飞行,过渡段则采用四次解析多项式进行描述,满足再入走廊约束和能量管理(TAEM)初始条件的同时提高再入轨迹在线规划速度;通过反馈线性化方法设计自适应控制律跟踪标准剖面,同时根据航向误差走廊确定滚转方向,从而完成纵向和侧向的联合设计。仿真结果表明,该制导方法对初始状态偏差和参数不确定性具有较强的鲁棒性。
为满足导弹编队协同作战中队形变换的需求,研究可实现队形拆分重构与领弹继任的队形控制器设计问题。以3枚导弹组成的楔形编队为研究对象,提出基于队形的编队飞行控制系统结构;建立导弹在惯性坐标系下的运动模型;从领弹和跟随弹的相对位置出发,设计基于自适应控制的队形控制器。仿真结果表明,该控制方法能够在领弹机动的前提下,在避障过程中实现编队队形拆分重构与领弹继任,具有较强的鲁棒性和稳定性,方法简单,易于实现。
为解决微惯性测量单元(microinertialmeasurementunit,MIMU)中惯性器件的零位输出和灵敏度随时间推移而变化的问题,提出了一种基于椭球拟合的现场快速标定方法。通过建立椭球约束模型、设计现场标定方案、求解二次曲面方程得到了MIMU中加速度计零位、灵敏度等待标定参数;对比实验验证了该标定方法的准确性和有效性,试验结果表明该标定方法可在没有精密标定设备的环境下(如靶场)进行现场标定,其标定精度与转台标定结果精度相当,具有一定的工程应用价值。
针对图像末制导空对面导弹回传载机的目标信息图像存在马赛克(或停顿)等问题,以无线信道多径干扰为切入点,设计了一种基于图像末制导空对面导弹图像传输信道模型,分析了该模型的参数组成,并给出了误码率性能和图像传输质量的仿真结果。仿真结果表明,所提出的模型反映了弹载图像传输信道多径干扰特性,验证了多径干扰是造成载机接收图像质量退化的主要因素,可对同类型图像传输系统研制提供参考。
为了提高某型电视制导空地导弹对地攻击的仿真逼真程度,文中建立了未干扰和烟雾干扰情况下电视导引头作用距离计算模型,分析了对比度、能见度和烟雾干扰对导引头作用距离的影响,进而分析了导引头作用距离对导弹命中概率的影响,并进行了相应的仿真研究。经验证仿真结果符合实际作战情况和导弹的性能特性。
针对双轴转台标定时安装误差对光学捷联惯导标定的影响,推导了双轴转台安装误差与标定参数的数学关系,分析并量化了转台安装水平误差、方位误差对标定结果的影响。得到以下结论:转台安装误差对陀螺标定结果与加速度计零偏标定结果没有影响;当转台安装水平误差为11´时,加速度计标度因数误差为10-5;假定加速度计真实失准角为5′,转台水平误差为1°,则标定后的加速度计失准角误差仅为0.1”。结论可作为修正双轴转台安装误差的理论依据。
为研究导弹燃气发出热流对弹体的影响,采用热流传感器测量其热流的变化。基于热传导原理热流传感器敏感元件——康铜箔上接收热流并形成温度差,利用镍铬-康铜热电偶将温度差转换为输出热流信号。考虑了热传导系数为温度的非线性函数这一特点的基础上,对敏感元件进行导热过程分析,建立了热传导模型,编写热传导程序,得到热流输出信号与被测热流的关系,通过校准试验测得数据进行对比,验证模型的正确性。
为实现攻击近岸目标过程中数据链网络高效运行,依据反舰导弹协同攻击的模型,构建了分级网络体系结构。由于建立分级网络的关键在于网络节点的分簇及其维护,为此,提出了一种基于节点地理位置信息的网络管理分簇算法;通过比较簇内节点被赋予的权值,选取分簇簇首;针对数据链网络拓扑经常变化的特点,设计了考虑作战实际的网络管理分簇维护方案。仿真实验表明,与其它分簇算法比较,该算法提高了数据链网络的稳定性和运行效率。
由于组合导航信息融合算法缺乏有效的评估方法,提出了基于Vague集理论的评估模型。分析并完善了现有算法的评价指标,使其更能全面反应算法的综合性能;引入了属性测度理论用于Vague值选取,克服了以往经验赋值的主观性和盲目性;构建了模糊值转化规则,使用专家赋权法与熵权法结合的组合权重选取方法,改进了Vague集多指标决策的模糊值线性序法;最后应用此方法对组合导航信息融合算法品质进行评估,实验结果证明了该方法的有效性和实用性。
研究飞行器大角度姿态机动状态反馈保性能控制器设计问题。采用修正的Rodrigues参数建立了飞行器姿态控制运动模型,将非线性的飞行器姿态系统模型转化为线性参数可变模型(LPV模型)。将平方和优化技术和Lyapunov理论相结合,给出了飞行器大角度姿态机动保性能控制器设计方法。仿真结果表明了所提方法的有效性。
电磁兼容性测试是小型战术导弹电磁兼容性考核的一项重要环节。为了高效的实现导弹的电磁兼容性,文中选取GJB152A中的CE102和RE102项,利用计算机辅助技术有针对性地开展了对导弹电磁兼容性的仿真分析,根据电磁兼容性测试结果,有效迅速的完成导弹的电磁兼容性整改,使导弹满足电磁兼容性指标。文中探索了一种通过计算机分析仿真方法解决导弹电磁兼容性问题的途径。
针对反坦克导弹采用常规比例导引时存在严重的弹道落角不足的问题,引入弹目视线角和导弹速度矢量前置角反馈,提出了一种适用于俯冲攻击的改进比例导引律,保证了命中点处的落角要求。最后通过仿真验证其弹道特性,并分析了导弹飞行速度和参数测量误差对制导效果的影响。仿真结果表明该导引律在保证了命中精度的同时可以极大的提高击顶落角,而且具有很强的鲁棒性。
为了分析真比例导引(TPN)弹道特点,设计了一种基于矢量运算的三维弹道仿真方法。在视线转移平面内建立了相对运动坐标系,分析了弹目相对运动和视线转移的关系,在此基础上得到了真比例导引律的矢量导引模型,利用其推导出指令加速度的矢量方程。采用Matlab对舰空导弹在目标作匀速直线运动情况下的弹道进行了仿真,结果表明,所建模型比较符合实际情况,仿真方法切实有效,能够直观形象的显示弹道特性及其各参数的变化过程。
关于红外成像制导引信一体化技术已经有了一些理论研究,但对如何在工程上应用还没有结论。文中首先对红外成像引信和红外成像导引头的功能和组成进行了阐述,在此基础上对红外成像GIF进行了设计;然后推导给出了引战配合起爆控制算法;最后对起爆控制算法的实现进行了研究。
为满足某武器系统的特殊要求,文中设计并实现了一种基于CAN总线的通信网络,主要包括通信网络拓扑、系统通信流程的设计实现,并重点分析了系统延时,可为今后其它类似系统提供参考。
为进一步提高自抗扰控制器(ADRC)的动态性能和稳态性能,文中利用基于Vague集相似度量推理易于得到控制量和便于工程运用的优点,设计了一种基于Vague集的自适应ADRC;通过动态调整ADRC的非线性组合权值,提高ADRC的适应能力。仿真结果表明,基于Vague集的自适应ADRC较常规自抗扰控制器有更好的动态性能和稳态性能。
近程反导力量在舰艇防御中占有重要地位,舰炮是近程反导的主要手段。以小口径舰炮对反舰导弹的毁伤为研究方向,分析了反舰导弹受损后的毁伤模式;综合导弹被命中后的损伤要素,在传统的以命中概率为毁伤效果分析的研究基础上,提出了反舰导弹的易损性函数模型,并在此基础上对小口径舰炮对反舰导弹各部分毁伤进行了建模与分析。研究对有效评价反舰导弹各部分的毁伤效果以及导弹整体的易损性提供了理论参考。
在传统的双层药型罩形成串联EFP的基础上,提出了一种新型双层药型罩结构。利用ANSYS/LS-DYNA软件对该结构进行了数值模拟,并对其主要影响因素进行了对比分析。研究结果表明:当内层药型罩曲率半径R从112mm等间距增大到152mm时,多破片的稳定速度变化不大,基本保持在1893m/s,飞散角α则从0.69°逐渐增大到2.27°;EFP的速度从1646m/s增大到1738m/s,长径比L/D则从3.6逐渐降低到1.9。
无线电引信是现代武器系统终端效能的倍增器,无线电引信干扰和抗干扰越来越受到重视。文中分析引信干扰机对空地多普勒无线电引信干扰所需要的条件。首先分析了多普勒无线电引信的工作性能,其次分析了无线电引信干扰设备对无线电引信的侦察性能,给出了侦察方程,第三分析了无线电引信干扰设备对无线电引信的干扰性能,给出了干扰方程,并进行了仿真分析。
药室容积是影响内外弹道性能的重要参数之一。针对传统的测量方法效率低、精度不高,设计了一种基于战斗部外形尺寸的超声测量系统。首先通过超声探头的直线移动与弹体以轴线为中心的转动,测量炮弹战斗部任意位置的壁厚;然后结合已知的外形几何尺寸计算药室不同部位的内截面圆、直径,以及药室内的区间长度;最后计算药室容积,进行误差分析。实际验证表明,可以一次性完成全部药室参数的自动测量任务,便于实现自动检测。
为了增加弹丸的侵彻深度,通过在传统卵形弹丸外表面带直槽和沟槽对混凝土靶板的侵彻破坏效能进行对比研究。基于TrueGrid建立了三种不同结构的弹丸有限元模型,应用LS-DYNA3D进行了数值模拟仿真,初步探讨三种不同结构弹丸和混凝土相互作用规律,得到了作用过程中三种不同结构弹丸的破坏效能。实验验证了理论研究和数值模拟的可行性和正确性。研究结果可为弹丸在增加侵彻深度效能优化设计上提供借鉴。
该文以研究聚能射流侵彻装甲钢的过程为目标,借助ATOS-M模型计算了聚能射流侵彻靶体的过程及其靶内的运行轨迹,并得出相应的曲线图;通过对某装药结构侵彻装甲钢的模拟仿真,得出了射流侵彻靶体的过程曲线;通过切割分析试验后靶板内入孔的剖面形状,得出了射流在靶体内的运行轨迹曲线。结果表明:ATOS-M模型的计算结果与模拟仿真及试验结果吻合较好,说明ATOS-M模型可有效预测射流侵彻装甲钢的过程。
摘要:充分利用UG三维建模功能和ANSYS仿真功能，建立了某制导炮弹尾段壳体的有限元模型，仿真计算弹体在受到最大膛压260MPa时，并在高转速的情况下，弹体尾段壳体处应力、应变分布情况，为某制导炮弹尾段壳体结构设计和优化提供依据，以达到减少试验费用，缩短研制周期的目的。
为研究预制破片在炸药驱动下的飞散情况,使毁伤单元朝指定方向集中飞散,形成毁伤元素增益区,以提高预定区域的杀伤威力。以某火箭战斗部为平台,设计了炸药柱与钨球结合的定向战斗部结构。利用LS-DYNA软件对爆炸驱动预制破片战斗部威力进行了数值模拟,获得了钨球的速度和空间分布规律。设计了试验方案并进行了靶场试验。通过与模拟结果比较,证明二者基本一致,可为定向战斗部的设计和模拟计算提供参考。
高能激光以其独特的优势,成为现代战争中对抗巡航导弹的理想武器。为有效评估高能激光对巡航导弹的毁伤效能,文中采用改进的ADC效能评估法建立高能激光对巡航导弹毁伤效能模型,并对其进行分析,重点对高能激光的毁伤能力进行了仿真,可以得出影响高能激光毁伤巡航导弹效能与各因素的关系。
摘要:静电引信是一种通过探测目标周围的静电场来获取目标信息并进行起爆控制的新型近感引信，为了解决双电极静电引信的起爆控制问题，通过对目标特性曲线特征的分析，提出了一种用于静电引信起爆控制的方法。采用实验的方法对双电极静电引信起爆控制技术进行了验证。实验结果表明，当控制电路可检测nA级电流时，在几十米左右的探测距离内该方法能够准确识别目标特征，并在最佳炸点位置给出起爆信号。
声测被动定位是弹丸落点定位技术的重要研究内容。传统的单基阵定位定距性能较差,而采用双基阵定位则可以有效解决这一缺陷。研究了双五元十字阵的平面交叉定位算法,对其定向和定距精度进行了理论推导和仿真分析,并进行了模拟实验。试验结果表明,双基阵定位相对定距和定向误差均小于2.5%,部分结果达到了理论分析的水平,性能较单基阵有了很大提升。
针对内外壁等质量设计方法造成的环形射流成型扭曲偏斜的问题,提出了保证内外壁压垮同步的等动量设计方法予以改进,并结合射流形成理论对其进行了理论分析。通过Autodyn仿真软件对改进前后两种方案形成环形射流的过程进行了仿真。数值模拟结果表明:与传统设计相比,新的设计方案可以保证射流不偏斜的同时改进射流成型。这对环形射流的设计有新的指导意义。
利用ANSYS/LS-DYNA软件对CEW战斗部成型进行了数值模拟,并通过加一层外沿装药和壳体的方式使周围MEFP实现了很好的成型效果。然后对药型罩的壁厚对CEW成型性能的影响进行了模拟分析,发现中心药型罩为3mm时形成的EFP为长径比较大的中心密实的弹丸,且速度较高。周边药型罩在壁厚2mm时形成的EFP具有可观质量及速度。数值模拟结果表明,药型罩存在一个最佳的壁厚,在此壁厚下EFP具有较高的速度、合适的长径比、易于稳定飞行的外形。
为研究相邻子装药间距、装药和药型罩曲率半径对MEFP效能的影响,应用LS-DYNA对战斗部直径为100mm的组合式七罩MEFP成型过程进行了数值分析。结果表明:当装药间距从2.5mm增加到12mm时,各子装药形成EFP的尾裙直径减小,EFP长度减小,中心EFP头部速度降低;对于不同装药,形成的EFP尾裙直径从TNT到B炸药逐渐增大,EFP长度增大,中心EFP的速度逐渐增大;当曲率半径从14mm增加到20mm时,形成的EFP尾裙直径增大,EFP长度减小,中心EFP速度逐渐增大。研究结果可为MEFP战斗部的设计提供参考。
运用Fluent软件对火箭深弹的超空泡现象进行了数值模拟分析。基于结构化网格,运用k-ε湍流模型模拟火箭深弹在水下的运动过程,研究空化器规格、锥角及通气量等参数对其超空泡成型的影响。结果表明,火箭深弹形成临界超空泡时,速度越大,所需通气量越大;速度相同时,空化器直径越大,其形成临界超空泡时所需通气量越小。对比两种空化器形成的超空泡形态,应用圆盘倒截锥空化器更易控制超空泡的成型。数值计算结果与试验结果基本吻合。
为了揭示结构特性对固体发动机燃烧室压强振荡的影响规律,采用大涡模拟方法以“绝热环”及“潜入式喷管空腔背壁区”为重要结构设计参数,完成了4种不同结构设计条件下的典型VKI发动机流场稳定性数值模拟。最终获得了各工况下的压强-时间曲线及其FFT结果。分析表明:绝热环是引起旋涡脱落的主要因素,背壁区维持并加强了声涡耦合引起的声能增益,对压强振幅有较大的影响。
为了判断单兵火箭发射时其包装发射筒前盖碎片对弹头引信碰击触发开关与涡轮发电机的影响,采用LS-DYNA软件对单兵火箭发射时弹前空气压力推破前盖过程和弹丸出筒口时撞破前盖这两种可能的情形进行了数值仿真。结果表明:前盖是被弹头引信撞破的,而不是被压缩空气推破的;与引信撞击后,前盖中心环形槽处会出现1~4个微小碎片,但受压缩空气的推动,这些碎片并不会进入引信进气道。仿真结果与从靶场回收到的前盖碎片基本吻合。
针对传统PID控制器由于参数固定而难以满足火箭炮发射架对跟踪精度和抗负载变化能力要求的缺点,文中设计了基于RBF神经网络的PID控制器,首先通过改进的动态资源分配网络算法完成了神经网络结构的设计,然后对神经网络进行简化将其成功应用于DSP处理器中以实时调节PID控制参数。实验结果表明,此控制策略可以有效的提高系统的跟踪精度与抗负载能力。
在工程应用中,为提高固体火箭发动机优化设计效率和质量,以某小型发动机重量比冲为目标函数,利用遗传算法对其总体参数进行了优化设计。算法中新增添了一项倒位操作,并结合了罚函数法来处理不等式约束条件。计算结果表明,在给定空间里,采用遗传算法能快速得到设计变量的最优解,使发动机重量比冲和性能得到提高,为发动机设计师们提供了一个有效的优化设计手段。
为了模拟固体火箭发动机绝热材料的工作环境，在氧气和煤油为燃料的燃气中加入Al2O3粒子，对炭-炭复合材料进行烧蚀试验。计算超音速燃流的温度和速度分布特性，得出超音速火焰各气动参量呈抛物线分布的规律。对试件的烧蚀形貌进行电子扫描观察和对燃烧产物进行光谱验证，并计算试件的烧蚀率，得出炭-炭复合材料在超音速火焰和高速粒子烧蚀/侵蚀不同条件下的不同的烧蚀机理。
跨音速翼型上激波与附面层相互干扰会导致激波在翼型上前后振荡,从而有可能引起机翼抖振。要对激波振荡进行控制主要应通过改变激波附面层相互作用区域的流动和后缘处尾流的流动来实现。通过数值方法模拟后缘射流对尾流流动的改变以及对跨音速翼型上激波振荡的影响。计算了不同射流速度下相对厚度为18%的双圆弧翼型绕流场,分析了后缘射流对激波振荡及翼型气动特性的影响。结果表明后缘射流对激波振荡有抑制作用,同时对翼型气动特性有一定改进作用。
减阻是栅格翼研究中的一项重要任务。文中归纳了目前常用的减阻措施;通过对机翼后掠减阻的分析,以正置式栅格翼为基础,建立了格壁后掠的栅格翼的三维模型;然后进行数值模拟分析,结果表明格壁后掠对栅格翼气动特性和减阻特性起到了积极的作用,能够提高升阻比并减小阻力。
为研究导弹外弹道飞行姿态,提出一种直观的动画模拟仿真方法。以滚转导弹为例,通过解算导弹外弹道方程组并运用ACIS造型平台对滚转导弹和目标坦克进行三维建模,建立滚转导弹外弹道飞行仿真系统,模拟导弹飞行并击中坦克的过程,最终获得导弹飞行时外弹道数据。结果表明通过计算机仿真技术来辅助现代外弹道研究的方法是可行的。
为实现弹道视景准实时仿真,建立了导弹弹道仿真模型,使用MultigenCreator创建了导弹三维模型及地形场景模型。基于VegaPrime分析了弹道视景准实时仿真流程及其关键技术,在Windows平台下通过定制高精度多媒体定时器实现了仿真的准实时性,以内存映射文件技术实现了弹道仿真程序与视景仿真程序跨进程的数据交互。在.NET框架下选用C++调用VegaPrimeAPI函数编程完成了弹道视景准实时仿真程序的开发,验证了该方法的可用性。通过弹道视景准实时仿真,设计人员可以直观的观察和分析导弹飞行过程和飞行姿态的变化,为弹道分析与设计提供了参考。
弹丸在高速飞行时外流场的可压缩性在早期发展的湍流模型中没有体现出来。文中依托OpenFOAM软件平台研究带可压缩性修正的k-ε湍流模型对弹丸气动计算的影响。分别将标准k-ε模型和带有可压缩修正的k-ε模型应用到弹丸气动计算中,发现带有可压缩修正的模型更能反映流场的特性,其计算值与试验值更加接近。结果表明,弹丸高速飞行时外流场的可压缩性是不容忽视的,可压缩修正模型能显著提高气动参数的计算精度。
针对低旋火箭弹在引信头锥摆动时改变了全弹的气动特性问题,进行了气动特性仿真,分析了引信头锥摆动角对火箭弹气动参数的影响,并利用气动仿真得到的数据进行控制能力的仿真,从而为弹道修正火箭弹设计提供依据。仿真结果表明:升力系数和俯仰力矩系数随引信头锥摆动角的增大都有显著的增大,且在稳定飞行时引信头锥摆动火箭弹的修正能力可以满足火箭弹二维弹道修正的要求。
针对大多光电经纬仪不具备单独定位能力、测角交会方法受布站局限的缺陷,引入脉冲雷达测量元素信息,提出了光雷联测融合定位算法,根据布站几何关系确定光电经纬仪的等效距离,结合其测角信息实现定位功能。计算结果表明,光雷联测融合定位算法计算的位置坐标结果与雷达单台定位相差不足30m,而精度明显优于雷达定位精度,与光电经纬仪定位指标精度相当。光雷联测融合定位算法开拓了外弹道数据的处理途径,有效提高了弹道精度。
多测速系统是航天测控网的重要组成部分,通过多站联测可实现外空间飞行目标的高精度测速。以两套测量体制联测距离和变化率为对象,建立了最小二乘改进方法。该方法在通过最小化误差平方和的基础上寻找数据的最佳函数匹配,对目标参数进行估值,并对解算出的目标参数反算到测元,对实际测元的差值部分进行有效补偿,获取了更为准确的目标参数,使计算出的结果更加贴近实际飞行情况。
为了实现对天线-罩系统快速高精度的仿真计算,针对瞄准误差常规算法中反复迭代、小步长搜索与复杂窗函数变换等不足,文中引入远场有效观察角的概念,仅考虑极值点附近部分主瓣。并将远场方向图与瞄准误差计算在程序上分离,使用最小二乘法对远场方向图数据进行曲线拟合,通过拟合函数最值直接求解瞄准误差。仿真结果证明,该算法降低了对单个计算点精度的依赖。且在不降低精度的前提下大大提高计算效率。
为了提高半实物仿真系统数据管理水平,简化数据库操作的复杂度,文中提出了在仿真系统中使用轻量级数据库系统SQLite的方案。并针对半实物仿真系统中硬实时性要求的特点,提出了5点SQLite性能优化策略,有效的提高了操作SQLite数据库的访问速度。通过测试及实验验证表明,SQLite能够满足半实物仿真实验对数据实时存储及数据持久保存与管理的需求。
针对持续监视问题开展多无人机协同搜索策略研究。将模糊数学理论引入协同搜索领域,提出了基于模糊c均值聚类的多无人机协同搜索策略,克服了常见多无人机协同搜索策略由于重复搜索与频繁转场导致搜索代价无功消耗的不足。在此基础上考虑无人机动力学约束,以提高搜索策略的工程实用性。最后,通过数值仿真对FCM搜索策略进行效能分析。仿真结果表明,与常见多无人机协同搜索策略相比,该策略具有搜索效率高与稳定性强的优势。
摘要:目标指示信息延迟是影响导弹精确打击的关键因素之一。在分析目标指示信息延迟和导弹自控终点误差形式的基础上，根据目标点和导弹自控终点的位置关系，建立了反舰导弹末制导雷达最小扇面角计算模型。通过仿真计算，得出了不同延迟时间、目标参数、导弹航程和自导距离条件下反舰导弹末制导雷达最小扇面角，并根据实例提出了反舰导弹打击目标时末制导雷达参数装订的修订策略和决策建议。
为降低单轴旋转运动引起的加速度计尺寸效应误差,提高单轴旋转惯导系统的精度,通过分析单轴旋转产生的加速度计尺寸误差效应以及由加速度计尺寸效应引起系统速度误差的机理,给出了加速度计尺寸效应误差的补偿方法。理论分析和仿真结果表明,加速度计尺寸效应误差不会引起定位误差的发散,但会增加无阻尼系统速度误差的振荡幅值,在水平阻尼状态下,会产生动态误差,引起更大的速度误差;通过补偿加速度计的尺寸效应误差,可以提高系统在旋转过程中的工作精度。
针对地球曲率对光学设备测角数据的影响,在深入研究现有测角数据地球曲率修正模型的基础上,提出了基于坐标旋转变换法研究新思路,建立了地球曲率修正精确模型。通过对新模型的讨论分析和与以往模型进行对比,结果表明可有效提高光学设备的测量精度和测试布站的灵活性,特别适用于光电经纬仪和宽视场光学设备高仰角测量时高精度数据处理。
针对传统单模型不能有效跟踪临近空间高超声速目标的问题,提出了一种ModifiedCoordinateTurn(MCT)跟踪模型。根据临近空间高超声速目标在巡航段跳跃飞行的特点,假设目标角速度为一阶时间相关过程,借助“当前”统计模型的思想,对目标角速度进行实时修正,结合扩展卡尔曼滤波算法,实现对目标的稳定跟踪。MonteCarlo仿真结果表明,新模型能够实现对临近空间高超声速目标在巡航段跳跃飞行的准确跟踪,并且跟踪性能稳定,具有较强的实用性。
为实现弹道导弹中段诱饵有效迷惑和欺骗的目的,对诱饵释放后的运动轨迹和空域分布进行研究。基于椭圆轨道理论,构建了诱饵与弹头的空间相对运动模型,探讨了防御系统雷达探测能力对诱饵空间位置的约束,并建立了诱饵有效空域分布模型;通过仿真计算,分析了诱饵释放后的运动状态及与目标弹头的相对位置变化关系,并得到在一定雷达探测能力约束下的诱饵有效空域构型。
