弹道修正

摘要： 针对弹道修正弹的高维非线性特性导致的性能优化难题,改变概念设计阶段传统的串行设计方式,提出了一种基于实验设计(Design Of Experiments,DOE)和响应面(Response Surface Methodology,RSM)的智能优化算法,定义基本的弹丸结构模型以及相关的设计参数。在DOE的基础上,将设计变量映射到性能准则,生成Stochastic Kriging响应曲面,并训练神经网络识别不稳定设计。通过多种群遗传算法确定最优弹丸设计,改变其代价函数,可以产生反映性能权衡的最优设计Pareto前沿。仿真结果表明,对于基于弹道修正方案的红外干扰弹的技术改造,所提算法在其概念设计阶段可快速、精确地得到性能要求下的最优设计配置,为伴飞任务的实现提供了保障。

摘要： 为研究小口径高炮修正弹在脉冲作用下的运动特性,建立弹丸的复攻角和复偏角方程。将脉冲作用过程分为脉冲直接力作用和脉冲引起的气动力作用两个过程。分别推导两个过程的复攻角和复偏角方程的解析解,得到速度平均偏角的表达式,分析速度偏角的产生机理。通过与数值解的仿真对比,验证了解析解的正确性。研究结果表明:对于尾翼稳定弹丸,脉冲发动机应安装在弹丸质心之前,可使单个脉冲发动机产生的速度方向改变量最大;脉冲引起的气动力作用对弹丸速度方向的影响远大于脉冲直接力作用的影响;脉冲作用会在垂直于脉冲发动机推力方向上产生速度增量。研究结果可为小口径高炮修正弹的总体设计和制导方法优化提供参考。

摘要： 针对惯导测量弹道数据存在累计误差的不足,基于最优模糊系统构建了惯导测量弹道修正模型.通过遥测弹道数据和高精度GNSS数据构造的输入-输出数据对进行模糊系统设计,以导弹飞行试验的高精度弹道数据和惯导测量数据作为学习目标和样本来训练模型,采用最近邻聚类法建立修正模型模糊规则库.以惯性高度修正为例,验证了该方法的有效性,补全了光测和GNSS测量缺失段落的外弹道处理数据,修正了惯导测量弹道数据随时间累积的误差.

摘要： 为研究加装了固定鸭舵修正组件的双旋火箭弹的气动特性,采用ANSYS Fluent软件计算弹体周围流场,采用滑移网格方法模拟弹箭旋转运动,在验证数值方法的基础上,对超声速下无鸭舵、鸭舵修正组件不旋和鸭舵修正组件反旋3种状态的双旋火箭弹进行数值模拟,重点分析了鸭舵修正组件对全弹和部件侧向力的影响.计算结果表明:加装鸭舵修正组件后,全弹阻力系数和法向力系数增加,侧向力系数随攻角大幅增加;弹体侧向力受鸭舵的影响最大,也是全弹侧向力的主要组成部分,尾翼次之,修正组件产生的侧向力最小;加装修正组件后,鸭舵尾涡与弹体体涡相互干扰是弹体和尾翼侧向力增加的主要原因.

摘要： 为发展一种新型弹道修正弹,以带扰流片旋转稳定弹为研究对象对其进行动态稳定性分析.推导带扰流片旋转稳定弹的动力学模型并简化得到其非齐次角运动方程,求得攻角在阶跃激励下的瞬态响应和稳态响应解析解.根据非线性角运动方程分析旋转弹结构参数、飞行参数和气动参数对系统分岔特性及稳定性的影响,通过数值计算分析带扰流片旋转稳定弹的修正能力.结果表明:求得的攻角解析解具有较高的精度;气动参数对动力学系统平衡点的稳定域影响较大;扰流片的控制效率很高.研究结果为带扰流片旋转稳定弹的结构参数设计提供了参考.

摘要： 信息技术为核心的新军事革命方兴未艾,海军舰炮弹药引信的功能和使命向信息化发展的脚步越来越快,信息技术的应用使舰炮的功能和性能产生革命性的变化.与此同时随着舰炮武器系统作战平台前所未有的发展,在武器系统信息化浪潮的冲击下,对引信与武器系统的信息交联方面、引信的精确打击、高效毁伤、信息对抗、综合保障以及毁伤效果评估等提出了更高的要求,进而引发了对舰炮引信发展的思考,提出了今后我国舰炮引信应重点发展的方向和途径.

摘要： 针对临近空间高超声速目标拦截弹交接班区域较高时的作战情景,参考轨道拦截理论,以高抛再入型拦截弹道为基准,将拦截弹运动视作二体运动,设计了远程拦截制导算法.首先,将复杂的运动模型进行简化,再根据受力分析将模型转换为二体轨道模型.然后,利用航迹角迭代法求解了Lambert问题,得到变轨需用速度,在轨道模型中提出通过调整速度至变轨需用速度完成拦截任务.最后,分析了拦截弹机动时推力有限带来的过渡段机动问题,提出采用速度增益制导法解决此问题.仿真结果表明,在高空域气动力微弱条件下,将拦截弹运动模型视作二体轨道模型是可行的,速度增益制导算法不仅能有效解决过渡段机动问题,而且针对预测拦截点变化的情况也具有良好的收敛性,能够完成临近空间的中制导拦截任务.

摘要： 为提高旋转稳定弹的精确打击能力,该文以安装固定鸭舵式二维弹道修正组件的修正炮弹为对象,针对旋转稳定弹的控制特点,设计出一种基于摄动落点预测与修正比例导引律相结合的修正算法.针对弹道的升弧段与降弧段,分别推导出摄动落点预测偏差与修正比例导引的控制信号,并根据弹体传函建立出全弹道复合算法的控制信号.通过仿真,在仅考虑弹丸的随机扰动情况下,修正弹弹道落点的纵向标准差为22.8357 m,横向标准差为23.5792 m,圆概率误差为27.5070 m.仿真结果表明,摄动+比例导引的复合导引算法可有效提高该修正弹的射击精度,减小落点散布.

摘要： 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.

摘要： 针对基于变质心技术的高速旋转炮弹的弹道修正问题,提出一种基于弹道跟踪制导技术的修正方法.根据高旋炮弹的飞行特性,对系统的攻角方程进行简化并进行了角运动分析,得到滑块位移和附加攻角的关系,然后,基于弹道跟踪制导技术,分析了弹道矢量误差与附加攻角的关系,从而得到了滑块的位移指令与弹道误差之间的关系,最后通过弹道仿真验证了此修正方法的可行性.结果表明,这种弹道修正方法可以有效消除弹道偏差,提高命中精度.

摘要： 在二维弹道修正方法的基础上,提出固定舵式二维修正弹的模型.针对大口径炮弹的飞行情况,设计了修正弹的舵片形状.对炮弹及修正部整体三维建模,计算域六面体机构性网格离散.运用CFD流体计算软件,采用滑移网格计算技术对修正部及整体进行了计算分析,得出了修正部旋转舵力矩及控制舵力随马赫数的变化规律,为以后的固定翼修正方式的研究提供了气动依据.

摘要： 本文设计了实现一维弹道修正的弹道信息处理器,介绍了弹道信息处理器的硬件构成和软件结构,给出了弹道信息处理器的接口协议和主要技术指标,并通过靶场试验验证了弹道信息处理器的正确性、实时性和可靠性.本文工作为弹道信息处理器的工程化研制打下了良好的基础.

摘要： 设计适用于小口径榴弹的分层三片式阻力修正执行机构,利用虚拟样机软件验证阻力机构的可靠性;建立阻力执行机构安装在不同位置、不同展开高度的修正弹模型;利用计算流体力学软件对不同弹丸模型进行绕流流场数值模拟,获得其在不同马赫数、不同攻角情况下的气动力参数并分析其飞行稳定性.结果表明,阻尼片能够顺利展开,可以为修正弹提供的阻力系数比值范围为:1.86～5.19.

摘要： 根据现代战争防空方面的各种新的威胁,提出了制导火箭系统用于防空的设想,用来应对现代防空的这种严峻形式;并通过火箭弹防空的工作过程,分析制导火箭弹应用于防空的优点;分类描述了制导火箭用于防空的关键技术;引出了制导火箭防空的发展趋势;最后提出开展制导火箭系统防空的必要性和可行性，弹道修正系统主要包括弹道探测系统、弹道偏差解算系统和弹道控制系统，弹道探测系统是弹道修正系统的基础，弹道偏差解算系统是核心，弹道控制是最终目的，总结出了继续不遗余力的减小散布，提高火箭弹的命中精度，为了提高总体性能和废效比，同为身管武器的火箭炮和导弹可以使用同一个底盘，做到共架发射等方面的发展趋势。

摘要： 针对火箭弹引信头锥偏摆弹道修正方法,提出一种新型的基于蜗轮蜗杆传动的火箭弹引信头锥偏摆执行机构.执行器通过电机驱动蜗轮蜗杆传动机构,可在横向圆周预定方位输出角位移.在此基础上,确定了该执行机构的关键参数,验证了执行机构的可行性.

摘要： 本文介绍了一种新型的高过载弹道修正加速度计.这种加速度计由微机械工艺加工的硅微传感器和专用集成电路组成.其中专用集成电路包括温度补偿、滤波、电压/频率转换、电平调节和输入输出接口.硅微传感器的核心是一个悬浮的硅质量块,被四根悬臂梁支撑在硅架中.由于压阻效应,当硅质量块运动时,悬臂梁的电阻值将随之改变.敏感头放于硅基底和覆盖层之间的空腔中,使传感器能够抗高过载.

摘要： 在对引信计转数定距误差产生原因分析的基础上,提出计转数装定修正的方法,计算出弹道的修正系数,利用此方法对给定弹道进行修正计算.

摘要： 本文在分析了基于火箭弹主动段辨识的修正原理基础上,提出了以脉冲矢量为修正方式在弹道被动段修正火箭弹横向散布的方法,并以122mm火箭弹为例.建立了弹道修正的数学模型.经过对该数学模型进行计算机数字仿真,证明该方法是提高命中率的行之有效的途径.

摘要： 非致命弹药技术在各国竞相发展，非致命弹药智能化是一种必然的趋势。本文主要针对我国目前的非致命弹药智能化技术的发展方向分阶段进行了探论，对不同阶段所面临的关键技术难题进行的分析。

摘要： 本发明属于弹药工程技术领域，具体涉及一种弹道二维修正机构。本发明包括两个驱动舵机、两组鸭舵机组和用于支撑驱动舵机和鸭舵机组的圆柱形筒体；所述鸭舵机组包括半轴和两个鸭舵，两个鸭舵连接在半轴的两端，每个鸭舵上连接有一个舵机；两组鸭舵机组的半轴十字交叉设置，并且两者的半轴的旋转中心位于同一平面，两个半轴分别与两个驱动舵机连接，两个驱动舵机和四个舵机协同驱动，实现鸭舵的调节，对弹道进行二维连续修正。本发明能够实现“机构多次展开，弹道连续修正”，提高滑翔增程弹的打击精度；通过多个舵机协同驱动方式，实现鸭舵的调节连续修正弹道；结构紧凑，易于与多种弹型进行集成，提高滑翔增程弹的打击精度。

摘要： 本发明公开了一种火控修正用弹道解算系统，具体包括机壳、激光测距单元、实时环境感知单元、信息处理与主控单元、导航按钮单元、电池组件、显示屏和通讯单元；通过实时环境感知单元和激光测距单元同时采集环境数据，基于狙击手与解算系统人机交互和内外弹道运动学模型做火控解算，通过黑箱抽象法规划火控修正一体化软件架构，运用非线性扩展卡尔曼滤波预测和人体射击核心关节动力学模型分析系统偏差，得出白光瞄具的火控修正参数值，辅助轻武器快速进行火力打击。本发明具有原理简单、操作方便、火控修正精度高、解算效率高等优点。

摘要： 本发明公开的基于永磁发电机的弹道修正弹的修正控制电路，发电绕组与单相不控整流电路相连，单相不控整流电路接入DC‑DC电路、还与稳压电源相连后，与数字控制器相连；控制绕组的输出与三相不控整流电路相连，通过第二功率开关管连接负载电路；检测绕组通过检测电路与数字控制器相连，数字控制器通过通信电路与弹体姿态解算装置相连。本发明还公开了上述电路的修正控制方法，首先数字控制器记录弹体的目标位置，弹体发射后，修正系统上电，数字控制器通过检测绕组测定发电机转速，然后计算实际弹道与预定弹道的偏差，最后数字控制器结合偏差和发电机的转速来修正弹体弹道。本发明的修正控制电路和控制方法提高了修正过程的准确性、快速性。

摘要： 本发明公开了一种弹道修正电子舱、弹道修正电子舱的控制方法及装置。其中，该弹道修正电子舱，包括电子舱体和弹体，还包括：地磁传感器，设置在电子舱体内部，用于测量电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量，得到地磁分量信息；惯导传感器，设置在电子舱体内部，用于测量弹体的惯导测量信息，其中，惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；脉冲点火控制器，与地磁传感器和惯导传感器连接，设置在电子舱体内部，用于基于地磁分量信息和惯导测量信息，控制脉冲发动机对弹体产生作用力矩，其中，作用力矩用于发射电子舱体中的弹体。本发明解决了现有技术中的弹道修正方案难以高效准确的实现弹道修正的技术问题。

摘要： 一种固定舵弹道修正引信半实物仿真系统中用于安装弹道修正引信的套筒组件，具有套筒机构、动力输入轴、联轴器、面板。套筒机构具有套筒、一对轴承座、一对轴承、一段圆弧面形的翻盖、合页、隔板、尾轴、安装于尾轴上的导电滑环。套筒的外侧面开口为安装弹道修正引信的入口且带有内螺纹，套筒的内侧面开口由尾轴封堵，套筒的外圆周面具有一拱形缺口，在该拱形缺口处安装有翻盖，翻盖的一侧底壁通过合页与套筒的拱形缺口处的后侧壁端面相连接即铰接，翻盖的另一侧底壁与套筒的拱形缺口处的前侧壁端面相接触，翻盖的前侧端带有数个连接孔，数个螺钉分别穿过连接孔与套筒的拱形缺口处的前侧壁端面螺纹连接，本发明工作可靠，便于安装弹道修正引信。

摘要： 本发明一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法，采用在飞行器内部加装弹道位置测量装置和简易的扰动执行机构，构成简单且成本低；通过设计基于理论弹道误差检测和扰动控制的方法，在弹体飞行过程中提供扰动修正力，能够有效地调整弹体姿态，修正弹道偏差，弹道修正效率高。本发明的推广应用必将带来良好的经济效益和社会效益。

摘要： 本发明公开的基于永磁发电机的弹道修正弹的修正控制电路，发电绕组与单相不控整流电路相连，单相不控整流电路接入DC‑DC电路、还与稳压电源相连后，与数字控制器相连；控制绕组的输出与三相不控整流电路相连，通过第二功率开关管连接负载电路；检测绕组通过检测电路与数字控制器相连，数字控制器通过通信电路与弹体姿态解算装置相连。本发明还公开了上述电路的修正控制方法，首先数字控制器记录弹体的目标位置，弹体发射后，修正系统上电，数字控制器通过检测绕组测定发电机转速，然后计算实际弹道与预定弹道的偏差，最后数字控制器结合偏差和发电机的转速来修正弹体弹道。本发明的修正控制电路和控制方法提高了修正过程的准确性、快速性。

摘要： 本发明公开了一种基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法。本发明引入修正量与控制力持续时间关系系数，通过两次预测将弹丸落地前的剩余飞行时间分为指令执行时间和自由反旋时间，在卫星定位失效时，无法更新实时测量的弹丸飞行状态，则继续保持上一时刻生成的舵控指令及执行时间，直至卫星定位正常，避免了传统算法误修问题，能够提高卫星信号短暂失效时的弹道修正控制精度。

摘要： 本发明提供一种弹道修正控制组件模块化设计系统及方法，该系统包括：功能模块库，包括用于构建弹道修正控制组件的硬件模块；软件模块库，采用自顶向下的设计思想，分为应用层、模块层和接口驱动层；应用层包括用于弹道修正控制组件方案的若干软件总体框架，模块层包括用于构成软件总体框架的若干软件软法模块；接口驱动层包括用于驱动功能模块的标准硬件驱动；操作模块，用于接收外部选取指令，以构成弹道修正控制组件方案；编译输出模块，用于对所构成的弹道修正控制组件方案进行编译并输出。降低了产品的设计成本，有效的缩短同类产品开发周期。

摘要： 本发明提供一种弹道修正执行机构，涉及二维弹道修正技术领域，包括电机套筒，以及套设于电机套筒的外部的翼筒；翼筒与电机套筒转动连接；翼筒的外侧均匀分布有四片固定舵片；相邻固定舵片之间设置有阻尼片；阻尼片的尾部通过扭簧结构与所述翼筒相连；阻尼片的头部与所述电机套筒通过突出轴相连；当所述翼筒与所述电机套筒同时沿顺时针方向旋转，且所述翼筒的转速高于所述电机套筒的转速时，所述阻尼片的头部与所述突出轴脱开，所述阻尼片打开。本发明提供的弹道修正执行机构，通过在相邻固定舵片之间设置阻尼片，使得火箭弹飞行过程中通过阻尼片来增阻降速，提高对火箭弹飞行轨迹控制的精确性，使得火箭弹满足最小射程需求。