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期刊信息/Journal information
弹箭与制导学报
弹箭与制导学报

王东

双月刊

1673-9728

DJZDXB@126.com

029-88293167

710065

西安市丈八东路10号

弹箭与制导学报/Journal Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and GuidanceCSCD北大核心CSTPCD
查看更多>>本刊主要报道导弹、火箭、弹药、弹道、气动力、控制、制导、仿真及与兵器技术相关的专业学术性论文。突出指导高新技术在本专业领域的理论研究成果，反映科研、生产、使用、教学上的最新应用成果，为国防现代化建设服务。
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    末敏弹毫米波辐射计信号仿真研究

    苏坡严智文任畅锐张明...
    64-68,75页
    查看更多>>摘要：针对高动态、复杂目标背景条件下,末敏弹毫米波辐射计信号难以精确建模和仿真问题,提出了一种末敏弹毫米波辐射计信号仿真模型,并基于积分求解思想提出了划分法计算毫米波辐射计视场与目标的交汇面积,最后针对不同条件,包括多目标、水平风和伞的摆动对毫米波辐射计输出信号进行了仿真.仿真结果表明:所提方法可有效应对高动态、复杂目标背景条件下的毫米波辐射计信号的建模与仿真.研究成果可为末敏弹目标识别算法和敏感器性能提升提供参考.

    末敏弹毫米波辐射计划分法信号仿真

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    中轴流场参数波动对超燃燃烧室性能的影响研究

    张皓颜密邓恒田小涛...
    69-75页
    查看更多>>摘要：当吸气式飞行器在进行宽域飞行时,燃烧室中轴线上流场会发生较大改变,流场参数沿轴向发生"波动".因此,有必要开展中轴线流场参数波动对燃烧室性能的影响研究,为吸气式飞行器燃烧室在进行宽域飞行设计时提供相关理论支持.在N-S气相控制模型的基础上,结合燃烧模型、湍流模型、燃速模型、加质模型,建立了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室流动燃烧数值仿真模型.通过该模型,开展中轴线上流场参数波动对燃烧室性能的影响.研究结果表明:宽域飞行时不同的飞行工况导致的入口空气流量不同,会引起燃烧室内马赫数沿流向振荡,振荡幅值越大,总压损失越大.入口空气流量过高或过低都会导致燃烧室内气流马赫数振荡,但选取合适的入口流量可显著降低燃烧室气流马赫数的振荡幅值.因此,针对需要在宽域条件下工作的燃烧室,应设计合适的入口流量使燃烧室整个工作周期内流场马赫数振荡综合最小,进而降低燃烧室流动损失,并提升燃烧室工作性能.

    固体燃料超燃冲压发动机数值仿真流动燃烧燃烧室

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    基于增量非线性动态逆的导弹解耦控制设计

    陈星阳赵霞周小志李良...
    76-81页
    查看更多>>摘要：针对导弹大迎角机动存在强耦合动力学特点,提出了一种基于增量非线性动态逆的解耦控制方法,将自动驾驶仪分为高带宽的快变角速率内回路和低带宽的慢变角回路控制,用部分逆近似求解的方法分别设计了增量形式的动态逆控制律对消不同的耦合项,实现控制解耦的目的.典型工况数字仿真结果表明,所设计的导弹增量非线性动态逆控制解耦律大大改善了强耦合动力学下的稳定控制性能.相比传统PID控制,它能够完全消除过载响应的低频振荡和超调量,同时还使得滚转角响应能够准确跟踪指令.

    自动驾驶仪耦合增量非线性动态逆解耦控制

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    基于火箭橇的变马赫气流扩张通道研究

    谢波涛刘振张晨辉刘显为...
    82-89页
    查看更多>>摘要：针对火箭橇气流通道装置开展设计与数值模拟研究.首先,将气流扩张通道内部划分为初始源流膨胀区、消波区和均匀流试验区,然后,应用Foelsch方法对初始膨胀段型线进行设计,采用基于轴线马赫数预设的特征线方法对过渡消波段进行设计,最后,针对扩张比为2.5的火箭橇气流扩张装置,在运行速度为1.5Ma、2Ma、2.5Ma和3Ma条件下开展数值模拟分析,结果表明,通道进口膨胀波随着运行速度的增加而减弱,1.5Ma速度条件下的相对压力峰值为0.14 MPa,3Ma速度条件的相对压力峰值为0.018 MPa,相对压力峰值下降约87％,使进口条件得到改善,最大马赫数模拟偏差为3.9％,静压模拟偏差为6.5％.

    火箭橇高超声速环境气流扩张通道特征线方法

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    固体火箭尾流场对舱体冲击效应研究

    刘毅曲普李强姜瑞洲...
    90-96页
    查看更多>>摘要：火箭燃气射流对搭载平台的冲击效应是搭载平台表面防护和结构设计的重要依据.为研究不同射角下高速射流对舱体的冲击效果,基于有限体积法,采用SST k-ω湍流模型,建立固体火箭发射过程的三维仿真物理模型.分别在70°射角和56°射角工况下,对固体火箭发动机喷出的燃气射流进行数值模拟,得到了不同时刻射流的特性以及两射角下舱体上表面受射流影响情况,分析射流对舱体表面的冲击效应.分析结果表明,射流冲出喷管后在空气中膨胀,形成曲面激波.抵达舱体表面后压缩,产生高温高压区,随后温度和压力沿舱体表面流动逐渐降低.舱体表面温度和压力变化趋势相一致,56°射角时舱体表面温度较低,受到的冲击效应更大.

    尾流场燃气射流数值模拟冲击效应

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    考虑终端多约束条件的多项式最优制导律

    周昶丰范世鹏
    97-104页
    查看更多>>摘要：针对考虑终端脱靶量、碰撞角和加速度多约束的精确制导问题,提出了一种可解析求解的多项式最优制导律.将视场角正切值设定为弹目距离的多项式函数形式,将终端多约束条件转化为多项式系数的代数关系式,并引入优化思想,得到弹目距离加权的能量最优指标下的多项式系数最优解,依据弹目运动关系将视场角正切值变化改写为相应满足终端碰撞角约束与加速度约束的制导指令解析式.针对不同加权系数、不同终端打击角度等条件对制导律制导效果进行了仿真验证,并与弹道成型制导律进行了对比.仿真结果表明,所提出的制导律可以使导弹以任意期望碰撞角准确命中目标,终端过载指令平稳收敛至0,避免了末端指令饱和现象.相较此前多项式制导相关研究,文中制导方法避免了在制导模型中引入小角度线性近似条件,提高了对轨迹与制导指令的设计精度,并能约束视场角大小从而规避系统可能出现的奇异性问题和自变量单调性问题,在终端可实现全向攻击.

    多项式制导碰撞角约束参数优化终端加速度约束

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