单磁的弹丸滚转角测量与系统误差分析

针对高旋弹丸滚转角实时测量的问题,建立一种单磁的弹丸滚转角测量与误差分析方法。在弹丸发射前装订先验弹道的角度信息,通过时间匹配的方法获取实时的俯仰与偏航角数据;并结合地磁测量信息完成弹丸滚转角的实时解算。通过采用6自由度外弹道的蒙特卡洛仿真和多因素修正控制仿真的方法,完成弹丸在无控与修正状态的先验角度散布规律研究。在考虑时间基准误差的情况下,经系统误差建模与仿真得出,单磁的弹丸滚转角测量方法在无控和一次修正后的系统误差1σ下分别为小于2°和10°。仿真结果表明,基于先验角度信息的单磁弹丸滚转角测量方法可行,可以保证无控和一次修正后的滚转角测量精度。     

高旋弹二维修正引信双旋结构气动特性及气动力表征

针对配二维弹道修正引信高旋弹具有弹体气动参数非对称、纵向和横向修正紧密耦合等问题,为了准确表征高旋弹气动参数、明确修正弹丸气动特性和产生机理,提出了基于CFD (computational fluid dynamics)仿真的双旋结构气动力计算分析方法.在构建双滚转域流场仿真模型的基础上,对比了二维修正引信不同控制状态下的弹丸受力情况;明确了高旋弹固有气动力和二维修正引信所引起的气动力;建立并推导了攻角与滚转角耦合情况下的舵片受力模型.研究表明：针对二维修正组件,需要考虑合攻角与舵滚转角的相对位置关系以计算诱导阻力;受迎背风和舵片绕流影响,舵片受力模型和弹体的横、纵向气动力均随攻角、滚转角及马赫数变化.     

激光半主动末修弹目标定位方法研究

在激光半主动末修弹实施弹道修正前,为实时精确得到地面目标相对弹丸的位置,提出利用激光探测器测角信息结合先验弹道的弹丸姿态角和弹道高信息得到目标相对位置的定位算法. 建立了目标定位模型,并利用蒙特卡洛法仿真,分析了弹丸在不同发射角下视角误差、弹丸姿态角误差和弹道高误差对定位精度的影响. 仿真结果表明,弹道高误差对定位精度影响最大,但单项误差因素引起的最大定位误差不超过12 m;弹丸发射角越大,其定位精度相对越高. 提出的目标定位方法简单易行,满足精度和实时性要求.      

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.      

基于修正质点模型误差补偿的轨迹预估

针对修正质点弹道模型在旋转稳定弹大发射角发射时落点预测误差过大的问题.通过分析结果表明,主要误差来自动力平衡角与攻角间的偏差.为此,提出了带误差补偿的修正质点弹道模型,通过引入误差补偿系数提高落点预测精度.同时,设计了扩展卡尔曼滤波模型,实现了误差补偿系数的最优估计.利用卫星定位模拟器和接收机进行了半实物仿真实验.结果表明,过弹道顶点后落点预测误差小于20 m,能够满足旋转稳定弹二维弹道修正等应用需求.     

一维弹道修正引信弹道修正策略分析

针对一维弹道修正引信阻力机构增阻能力有限的问题,采用概率与数理统计方法,以落入指定幅员区域弹丸数量最多为原则,对一维弹道修正弹药所需提前瞄准量、最大射程修正量进行分析. 研究结果表明,采用只对部分弹丸进行修正,提前瞄准量是所需最大射程修正量的1/2,且为无修正弹丸落点纵向误差标准差2倍左右时,修正策略为最佳选择. 以某155 mm榴弹对象,进行蒙特卡洛打靶仿真分析,验证了该修正策略的正确性. 该修正策略能以较小的提前瞄准量及所需最大射程修正量,使射程精度得到最大程度的改善,特别适用于阻力机构增阻能力有限的一维弹道修正引信.      

射程修正引信弹道辨识算法精度分析

研究用于射程修正引信的基于弹道上升段速度时间序列的弹道辨识算法精度.分析引起射弹散布的原因,选取初速和射角作为建立随机概率模型的初始参数.根据蒙特卡洛计算机模拟理论和方法,利用初始参数的随机值和弹道方程生成随机弹道作为实际弹道.利用弹道辨识算法对实际弹道进行辨识,比较辨识射程与实际射程得到弹道辨识算法误差.仿真结果表明,弹道辨识算法计算误差不大于0.1%.     

基于参数空间法的SINS/GPS制导炸弹滚转控制器设计

针对捷联惯性导航/全球定位系统(SINS/GPS)制导炸弹制导控制系统工作特点,利用参数空间方法,设计了各种投弹条件下滚转通道的控制器参数,提出了快速解算控制器参数的拟合方法.然后进行了有初始滚转扰动下的滚转控制数字仿真.仿真结果显示,时频特性均满足给定设计指标,滚转角速度和滚转角在滚转控制器作用下一致收敛,表明该方法有效,可为控制系统设计提供参考.     

双旋弹丸弹道修正组件控制响应模型研究

为提高靶场试验中修正组件的打击精度,获得更好的滚转控制效果,评估滚转控制算法和弹道修正策略的性能,建立具有实际指导意义的双旋弹丸弹道修正弹修正组件控制响应模型,提出了一种数值仿真与试验测试相结合的执行机构建模方法.该方法通过获取双旋执行机构在阶跃冲击下的时域响应特性,结合拉氏变换计算传递函数,建立电磁控制力矩动态响应模型;通过飞行试验进一步获得准确的气动力矩和隔转阻尼力矩模型,建立了双旋弹道修正组件固定鸭舵滚转控制响应模型.风洞环境下的控制试验结果表明:双旋弹丸弹道修正组件控制响应模型能够以较高的精度评估组件动态控制响应特性,误差小于1.5%.试验验证了建模方法的可行性,也为后续弹道修正策略和控制算法研究提供了精确可靠的分析模型.      

船用捷联式惯性导航仿真系统设计及研究

针对船用捷联式惯性导航系统长时间工作后,精度明显下降,不能满足导航需求的问题,设计了一种模块化的船用捷联式惯性导航仿真系统,并进行了仿真研究。将船用捷联惯导设计为四个模块,分别为轨迹仿真模块、惯性器件仿真模块、导航解算模块和误差分析模块。利用建立的模型,仿真分析捷联式惯性导航系统姿态角、速度和位置误差的主要特性,研究天向速度的发散对东向和北向速度误差的影响,探究初始对准误差对导航精度的影响。结果表明,仿真系统可以很好的模拟舰船捷联式惯性导航系统的初始对准和导航过程;天向速度的发散和初始对准的精度都会直接影响导航精度。因此,在舰船长时间航行时,必须提高初始对准精度且引入阻尼系统,以减小船用捷联式惯性导航系统的导航误差。     

引信机构动力学研究

该文利用发射动力学的最新成果,考察了引信机构在发射环境下的动力响应;从弹、炮、药、引信全系统的角度,建立了引信机构的较为精细的动力学模型和动力学方程;并以某型号引信为例进行了动力学仿真。仿真结果表明：引信机构在复杂的发射环境下其动力响应与弹、炮、药系统的参量具有紧密的联系。     

基于增量余弦RBF网络的惯性导航初始对准

针对传统高斯RBF网络应用于惯性导航初始对准建模时，对处于两基函数中心点之间的值拟合效果不太理想的情况，提出了一种将增量余弦RBF网络用于惯性导航初始对准建模的方法。该方法采用增量余弦函数作为RBF网络的基函数，对多变量非线性系统有很好的拟合能力。相对于传统高斯RBF网络，增量余弦RBF网络的基函数具有更强的局域性，解算时同时参与运算的基函数数量更少，有效地降低了网络的解算时间。仿真结果表明，增量余弦RBF网络用于惯性导航的初始对准，既可获得较高的对准精度，又有效地降低了系统的解算时间，提高了系统的实时性。     

固定翼双旋弹修正组件滚转控制研究

针对固定翼双旋弹修正组件滚转通道存在的输入扰动和模型不确定性问题,设计一种基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制方法. 通过对修正组件电气系统和机械系统的建模,得到执行机构电磁控制力矩的计算方法,利用理论分析及实验测试,研究了修正组件气动力矩和滚转阻尼力矩的建模方法,从而得到滚转通道控制模型,并设计基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制器实现滚转角度控制. 半实物仿真实验结果表明,通过对修正组件电气系统和机械系统分析建立滚转通道控制模型的方法可行,设计的滚转通道控制器能够实现精确的滚转角控制.      

基于BP神经网络模型的ADCP倾斜条件下的修正算法研究

针对现有ADCP倾斜条件下修正算法不准确的问题,将BP神经网络模型应用于分析倾斜条件下波浪估计误差与影响因素ADCP俯仰角、横滚角以及安放深度之间的非线性关系。结果表明,BP神经网络模型的预测值和实测值吻合较好,能够提升波浪估计的准确性。     

射程修正引信阻力器展开特性分析

射程修正引信利用阻力器增加弹丸阻力,从而改变弹道,提高打击精度。首先分析了阻力片在展开过程中的受力情况,然后在不同的条件下,采用Runge-Kutta方法分别计算了阻力片完全展开所用的时间及达到完全展开时的瞬间运动速度。计算得到的展开时间与转台试验高速摄影所得结果相符。对阻力片完全展开所耗时间进行仿真,结果表明阻力片完全展开所耗时间延迟并没有对整个射程修正精度造成影响。