简易修正弹末段弹道修正能力分析与优化设计

该文以脉冲发动机作为某型迫弹修正执行机构，进行末段弹道修正研究，建立了简易修正弹道模型，给出了脉冲选择和点火算法方案，分析了影响修正能力的关键因素，确定了优化设计数学模型。通过采用Poweu优化算法结合外点罚函数法进行了仿真计算，结果表明：该文给出的修正机构数学模型对简易修正弹的结构研制和性能改进具有实用价值。     

一维弹道修正弹气动布局与修正能力研究

为提高炮弹密集度,对采用阻力环装置的一维弹道修正弹进行了研究.基于牛顿流理论建立了一维弹道修正弹阻力环结构的附加阻力系数工程算法,通过数值分析和风洞实验研究了不同阻力环结构的气动力特性,对阻力环在弹道上不同位置的作用对弹道修正能力的影响进行了数值计算和炮射试验研究.结果表明:气动力和修正弹道的计算值和实验值基本一致,该文分析的阻力环气动布局结构对一维弹道修正弹设计有借鉴作用,研究提出的阻力环气动力算法和修正弹道算法可以作为该弹弹道设计的工具.研究结果为一维弹道修正弹的弹道设计提供了依据.     

弹道修正弹在脉冲力矩作用下的飞行稳定性条件

弹道修正是近年来为提高弹药设计精度而出现的一种新技术。该文对弹道修正技术中常用的脉冲力矩修正作用,对弹丸飞行稳定性状况的影响等进行了讨论,给出了脉冲力矩作用下飞行稳定性条件。这对目前开展的修正弹道技术研究,特别是对弹道修正设计方案的选取,有一定的参考意义。     

基于脉冲控制的末段修正弹道研究

针对迫弹的末段弹道修正问题,建立了基于脉冲控制的飞行动力学模型.结合弹道模型,分析了脉冲个数、脉冲力大小、布置位置、弹丸转速、脉冲作用时间等脉冲参数和弹道参数对末段修正能力和弹道特性的影响规律.以某迫弹和给定的脉冲控制修正方案为例,进行了末段弹道仿真计算,得到了关于修正能力的定量仿真结果和末段修正过程中迫弹攻角变化曲线.研究结果表明了末段脉冲控制修正弹道偏差的有效性,也为末段修正迫弹的脉冲控制方案设计提供了一定的理论基础.     

头盔瞄准具检测系统的概述

为了精确检测飞行员视线与头盔瞄准具瞄准线相对误差,采用五轴仿真检测系统模拟头部各种姿态的方式进行实现,提出一种低成本实现五轴检测系统的方案。系统设计以电机静态性能最佳为设计目标,利用免疫算法的模糊自适应性与可靠性,进行了位移、速度状态主免疫控制器设计,并使其同时输出给主、从电机伺服放大器。实验结果表明,检测系统提高了头盔瞄准具视线测量效率,对头盔瞄准具的瞄准精度修正提高有重要意义。     

基于修正质点弹道模型的双旋弹控制效果分析

针对一类固定鸭舵双旋弹,提出基于修正质点弹道模型的控制效果分析方法.将前体鸭舵滚转角作为控制量,在地面坐标系中建立了固定鸭舵双旋弹的6自由度外弹道模型.在鸭舵滚转角保持常值的条件下推导了动力平衡角计算公式,并得到修正质点弹道模型.给出了射程方向修正加速度和侧偏方向修正加速度的计算公式,并提出主导修正系数的定义.分析了主导修正系数对修正方向和修正距离的影响,说明该系数是决定固定鸭舵双旋弹控制效果的关键因素之一.仿真示例表明,用动力平衡角可以近似估算弹丸的攻角而且修正质点外弹道模型与6自由度外弹道模型的位置计算结果接近.      

基于改进粒子群优化的弹道并行求解算法

弹道解算精度与解算时间直接影响了火控系统的整体性能,然而精度与时间往往是相互矛盾的两个因素,在不损失精度的情况下提高解算速度具有重要意义. 基于改进粒子群优化的弹道并行求解算法,采用并行求解算法充分发挥多核计算机的性能,从而在不损失精度的前提下有效地提高了弹道解算的效率. 该方法首先通过引入粒子群优化算法将弹道解算转化为一个寻优过程,利用周氏迭代修正公式计算得到的修正角度引导粒子群更新加快算法的收敛速度;然后通过将粒子分配到并行域的线程中将弹道解算方法并行化. 数值实验表明本方法可以有效提高弹道解算的收敛速度,将计算时间平均缩短为原有时间的1/5.      

引信对弹丸末端弹道修正控制模型研究

提出了引信对弹丸末端弹道修正的概念，并对控制模型进行了研究。建立了以目标为参考坐标系的弹丸运动方程，探讨了实现末端弹道修正的技术途径，以８２ｍｍ迫弹为例，进行了计算机数字仿真，结果表明末端弹道修正技术是提高弹丸命中率的一有效且经济的途径。     

基于MSP430单片机的弹道解算方法研究与实现

为满足弹道修正引信技术对弹道载弹道解算的低成本、小体积、高性能要求,验证一种小型微控制器作为弹道解算控制器的可行性.在研究弹丸质点弹道模型及其数值解法的基础上,设计基于MSP430单片机的弹道解算器硬件和软件并进行了调试.通过半实物仿真实验对其弹道解算精度和实时性进行验证.结果表明,设计的弹道解算控制器在精度和实时性方面满足弹道修正引信需求.     

高速旋转弹丸弹道修正原理分析及仿真

解决由于高速旋转弹丸的旋转特性导致难以采用常规方案对其进行弹道修正的技术难点.提出基于压电陶瓷智能材料的弹道修正原理技术方案,依据弹头可能动作的思路,设计弹头修正机构,通过探知弹头旋转频率,以此调整压电陶瓷杆的加电模式,利用压电陶瓷的逆压电效应,从而调整相应陶瓷杆的伸缩动作,保证在旋转条件下弹头可以向固定方向偏转,解决了修正旋转弹丸的难题.详细阐述了修正弹丸的系统组成和工作原理,同时建立了修正弹丸理想条件下的外弹道数学模型,并通过仿真计算得到一定条件下修正弹丸的弹道曲线和详细修正数据,仿真结果验证了该方案的有效性和可行性.     

基于滑模控制的飞行器螺旋机动、制导与控制一体化设计研究

针对空舰飞行器末制导过程中突防能力不强;制导、控制回路分离设计在带宽分离假设条件不满足情况下的控制效果较差的两方面问题,将飞行器制导与控制回路进行一体化设计,并引入三维螺旋机动的弹道机动形式,实现了螺旋机动、制导、控制一体化的设计研究. 首先对飞行末段的制导、控制回路进行了一体化建模,之后应用滑模控制方法,完成了制导与控制一体化的控制律设计,而后引入了对视线倾角速率与视线偏角速率的周期性拉偏,完成了螺旋机动、制导、控制一体化设计,仿真结果表明,本文设计的控制律在保证对目标的精准打击能力的同时具备了攻击过程中的弹道螺旋机动能力.      

关于2种典型风场对弹箭运动轨迹影响的三维数值分析

为了深入探讨风场对弹箭运动轨迹的影响规律,从飞行动力学以及外弹道气象学的基本原理出发,建立了弹箭在风场中运动的三维动力学方程和运动学方程;通过2种典型的风场--均匀定常风场和非均匀埃克曼风场的全弹道三维数值模拟,分析了大气风场对弹箭弹道影响的一般规律,从而为进行风修正弹箭控制系统设计以及气象信息的融合应用提供技术支持和...     

高炮弹道仿真系统设计与算法实现

 群小目标飞行特征显控系统利用上位机传送的数据实现弹道轨迹仿真,将仿真结果与理想的弹道轨迹进行比较,判断弹道轨迹精度是否能满足预期的发射要求,评估火力发射技术是否达到预期成果。针对系统中的弹道仿真功能提出了一种三维弹道轨迹插值拟合算法,将三维离散的特征数据分解到射面和炮口水平面2个二维平面,在二维平面分别采用分段三次样条插值算法对离散的特征数据进行插值拟合,再根据插值结果绘制三维弹道轨迹图像。使用VC++ 6.0编写插值拟合程序,通过实例验证拟合出的三维弹道轨迹经过每一个特征点且轨迹光滑连续,满足拟合条件,达到轨迹仿真的要求。     

高超声速弹箭烧蚀对外弹道特性的影响

该文根据烧蚀模型计算出弹丸在某一时刻的烧蚀外形及其对应的气动系数 ,利用外弹道模型仿真高超声速弹丸烧蚀后对其外弹道特性的影响。文中所采用的理论、方法及计算结果对以后进行高超声速弹箭的研究有参考价值     

弹道式导弹最大射程优化研究

射程是弹道式导弹的重要性能指标。在给定导弹总体参数的情况下,使其射程达到最大。针对弹道式导弹整个飞行弹道的多种约束要求,建立了弹道最大射程优化的数学模型,在MATLAB/SIMULINK环境中,建立相应的仿真模型。对某型二级弹道式导弹进行了最大射程弹道优化,并将得到的最大射程弹道与原弹道进行了比较分析。仿真结果表明,给出的方法是通用的、可行的。     

基于脉冲控制的迫弹弹道末段修正研究

针对脉冲控制的迫弹的末段弹道修正问题,建立了基于周向脉冲控制的弹道模型。在确定脉冲发动机参数条件下,对不同起控距离下脉冲发动机控制修正的弹道进行仿真计算。得到了脉冲发动机对射程、偏流各向修正能力大小,其中对射程X方向的修正作用大于对偏流Z方向的修正作用;并且对射程X正向的修正作用强于对射程X负向的修正作用。对偏流方向的修正作用基本相同。研究结果对脉冲发动机的点火起控点选择以及脉冲发动机的个数选择都有一定参考价值。     

基于Vega的导弹制导视景仿真系统

导弹可视化仿真是将导弹弹道仿真节点计算出来的弹道数据以三维可视化技术展示出来的一种仿真技术,它以直观的方式验证其制导方法的准确性.在此利用Creator软件建立物体三维模型,用Vega API驱动模型,给出了导弹制导仿真系统的设计方法.利用此系统成功地完成了导弹弹道的仿真,达到了预期的效果.     

水下枪械弹道特性研究

由于工作环境的特殊性，水下轻武器与常规武器的内外弹道特性具有显著差异，该文在分析水下枪械的内、外弹道特性的基础上，建立了适宜水下枪械内弹道方程组，分析了水中弹丸运动受力情况，建立了杆形弹丸水中运动速度衰减规律方程。实验表明，该分析方法可行，为水下轻武器的工程化设计奠定了坚实的理论基础和技术支撑。     

一种特殊条件下航空炸弹弹道特征数的符合计算

针对某型战机上挂载使用某型航空炸弹的问题,提出了一种炸弹弹道系数的符合计算方法。该方法选用航空炸弹质点弹道模型,采用虚拟风洞数值模拟得到的炸弹阻力定律,结合实弹靶试数据,对弹道系数进行了符合计算。该符合计算方法下的射程误差在1%以内。文中弹道模型可能适用其它质点弹道模型,选用的弹道模型与阻力定律同某型飞机火控弹道模型和阻力定律越是一致,符合计算出的弹道特征数就越有实用价值。在挂载航空火箭弹或采用航炮炮弹时,可考虑选用西亚切阻力定律。对于航空子母弹、带降落伞的低空高阻炸弹,可符合计算出它们相应的等效弹道的弹道特征数。