制导炮弹

摘要： 在舰炮制导炮弹进行远程对岸火力支援的末段,考虑舵机齿隙、限定攻击角以及测量视线角速率受限,提出了一种基于动态面滑模与扩张状态观测器的多约束导引控制一体化设计方法。构建了制导炮弹的导引控制一体化的严反馈串级模型,将舵机视为更符合实际的含齿隙双惯量子系统。针对视线角速率和风等未知干扰,设计扩张状态观测器对其实施迅速而准确的估计。设计具备自适应指数趋近律的非奇异终端滑模,致使视线角速率与视线角跟踪误差在有限时间内零化。在高阶串级系统中合理运用动态面滑模,有效改善微分膨胀问题。运用Lyapunov理论证明了系统一致最终有界性以及重要状态的有限时间收敛性。通过对比仿真实验,在所提方法的调控下,含有舵机齿隙的制导炮弹在打击固定与蛇形机动目标时,均具有良好的制导性能。

摘要： 针对滑翔制导炮弹的气动、弹道设计问题,为有效提高炮弹的滑翔性能,本文研究了一种气动-弹道综合优化方法。该方法采用工程算法进行气动分析,采用自适应配点的Radau伪谱法进行弹道分析,可综合考虑气动外形的静态参数优化和滑翔过程中攻角控制规律的动态优化;利用Kriging模型建立了炮弹外形参数和性能指标(如射程、飞行时间等)之间的映射关系,实现了外形优化和弹道优化的紧密耦合,并利用组合加点准则不断更新模型直至收敛得出最优外形和最优弹道。本文分别以射程最大和飞行时间短/控制能量消耗小为目标函数,对某滑翔制导炮弹的鸭舵、尾翼外形参数进行综合优化。仿真结果表明,相较于基准方案,综合优化方案有着更优异的弹道性能,其中Opt-1方案使射程提高了37.8%,Opt-2方案在攻击固定目标时能有效减少飞行时间并使控制能量消耗降低46%,验证了该气动-弹道综合优化方法的可行性和有效性。

摘要： 针对某制导炮弹,利用ANSYS软件建立了不同过盈量制导炮弹弹带-身管-弹托模型,通过有限元仿真软件模拟了制导炮弹挤进身管的非线性过程,分析了不同过盈量的制导炮弹弹带对挤进压力的影响.结果表明不同过盈量的弹带对制导炮弹的最小膛压有很大的限制,为制导炮弹的设计与优化提供了理论依据.

摘要： 针对制导火箭弹、制导炮弹连发试验散布小、炸高低,形成烟尘阻碍炸点坐标精确测试问题,提出了一种基于高速摄影测量的炸点坐标测量方法。通过开发爆炸相对光强探测设备,利用连发爆炸光辐射特征相似性进行参比测时,在此基础上利用终点弹道惯性特征进行弹道外推,解算连发炸点精确坐标。利用单发实弹射击模拟和连发制导火箭试验,证明了该方法的测量精度和实用性。结果表明,应用该方法可以完成制导弹药试验近地面连发炸点坐标的高精度测试。

摘要： 为提升舰炮制导炮弹远程协同打击效能,提出了一种基于射距离原则的制导炮弹多发同时弹着实现方法.首先,建立了制导炮弹刚体外弹道仿真模型,并在此基础上分析了通过改变射角 、方案舵偏角 、火箭发动机点火时刻和鸭舵起控时刻这4个弹道参数实现多发同时弹着的可行性;然后,根据时间等约束建立了同时弹着模型,同时给出了实现算法;最后,根据实例进行了仿真计算和验证.结果表明:该方法可以快速得到目标在不同距离下的弹道控制参数和方案弹道,对舰炮制导弹药武器系统舰载火控软件和弹药整体的设计具有一定参考意义.

摘要： 针对制导火箭弹、制导炮弹连发试验散布小、炸高低,形成烟尘阻碍炸点坐标精确测试问题,提出了一种基于高速摄影测量的炸点坐标测量方法.通过开发爆炸相对光强探测设备,利用连发爆炸光辐射特征相似性进行参比测时,在此基础上利用终点弹道惯性特征进行弹道外推,解算连发炸点精确坐标.利用单发实弹射击模拟和连发制导火箭试验,证明了该方法的测量精度和实用性.结果表明,应用该方法可以完成制导弹药试验近地面连发炸点坐标的高精度测试.

摘要： 针对末端防御领域出现的新型武器装备——电磁发射超高速制导炮弹,首先概述了电磁轨道炮的概念、系统组成及其工作原理;其次分析了基于电磁轨道炮发射的超高速制导炮弹的特点,综述了其国内外发展现状,并阐述了推动超高速制导炮弹系列化发展的关键技术,主要包含多模复合制导技术、电磁兼容技术、抗高过载发射技术;最后,根据对国内外超高速制导炮弹研究成果的分析,从产品全寿命周期管理和通用化发展模式出发得出了超高速制导炮弹体系化、智能化、网络化、协同化的发展趋势。

摘要： 针对末端防御领域出现的新型武器装备——电磁发射超高速制导炮弹,首先概述了电磁轨道炮的概念、系统组成及其工作原理;其次分析了基于电磁轨道炮发射的超高速制导炮弹的特点,综述了其国内外发展现状,并阐述了推动超高速制导炮弹系列化发展的关键技术,主要包含多模复合制导技术、电磁兼容技术、抗高过载发射技术;最后,根据对国内外超高速制导炮弹研究成果的分析,从产品全寿命周期管理和通用化发展模式出发得出了超高速制导炮弹体系化、智能化、网络化、协同化的发展趋势.

摘要： 制导炮弹作为一类十分重要的精确打击弹药,其姿态测量技术一直被世界各国所重视.本文从制导炮弹对姿态测量技术的能力需求出发,对测姿技术难点、测量器件发展现状、组合导航方法等方面进行了梳理和总结,以为相关技术人员提供一定的启发和借鉴.

摘要： 制导炮弹转速过高会影响其制导精度,采用滑动导带可大幅降低线膛炮发射弹丸的转速.对三圆孔式滑动导带环的结构和作用原理进行了详细介绍,通过对某产品所采用的三圆孔式滑动导带环进行理论计算与仿真分析,得出该滑动导带环的结构强度满足设计要求且减旋与闭气效果良好,通过试验验证了计算与仿真的正确性,并提出了滑动导带环设计及需要控制的关键点,对滑动导带环的设计具有一定参考意义.

摘要： 针对某末制导炮弹控制部件在装配和验收过程中对静态参数(包括电路电阻、电气隔离电阻、绝缘电阻、绝缘强度等)需要提高测试效率的要求,本文描述了一种使用Windows xp/2000系统开发工具,面向对象高级开发语言,使用数据库Access,辅助软件MS OFFICE2000、四线制等工具实现的测试方法,通过配置不同的上位机软件实现多个控制部件静态参数的自动检测,提高了测试效率,避免了人工操作带来的弊端,经过某末制导炮弹系列4种产品8个部件的试用,能够达到控制部件快速可靠测试的目的.

摘要： 本文研究了制导炮弹受侧向脉冲推力作用后处于大攻角情况下的非线性运动稳定性问题。应用首次积分描述了弹丸的运动方程，得到了描述攻角余弦变化的多项式，通过对多项式的分析将弹丸角运动稳定性的问题转化为求解多项式的负根问题，最后运用霍尔维茨定理给出了弹丸非线性运动稳定的充分条件。

摘要： 提高未来复杂战场电磁环境下武器系统的电磁防护能力，已成为当前各方关注的热点和难点问题。末制导炮弹武器系统激光指示器，作为该武器系统的“眼睛”，提高其电磁防护能力直接关系到该武器系统能否打得准。通过分析激光指示器的电磁波谱范围和电磁环境，提出了提高其电磁防护能力的措施。

摘要： 通过研究激光末制导炮弹的工作原理，建立了含非线性进动的激光陀螺式导引头模型和线性化弹体模型的末制导炮弹比例导引回路模型。重点针对制导控制系统是否利用导引头非线性进动信号作为制导信号，建立了两种制导控制系统数学模型，通过对不同参数的末制导炮弹比例导引回路进行仿真，对比分析了两种制导控制系统的性能。最后针对非线性系统的特点，提出了针对制导时间有限时的激光末制导炮弹改进制导方案。

摘要： 研究了通过设计火炮预置射角使激光驾束制导炮弹从最佳导入点进入波束并达到理想的导入过程的方法。以发射某激光驾束制导炮弹为例，计算了理想的火炮预置射角，并进行了仿真。结果表明，在该预置射角下制导炮弹可以快速、顺利的导入波束。

摘要： 基于一系列假设，给出了制导炮弹的相对运动学方程组．根据作战流程，建立了仿真流程，采用Matlab语言，对采用三点法导引的制导炮弹弹道进行了二维仿真，并绘制出了弹道曲线．通过仿真可以看出，弹道仿真的模型和程序是正确的，能够描述三点法弹道的特性，可为论证工作及作战仿真提供理论支持．

摘要： 针对采用SINS／GPS和末端寻的复合制导的制导炮弹，采用比例导引作为中制导和末制导的导引规律。从动力学方程出发，推导出制导系统的解析表达式。在对制导系统解析表达式各个参数进行分析的基础上，设计出对高度和速度具有自适应能力的制导系统控制参数，所得的结果易于工程实现。为了实现大落角攻击目标，进行了末制导过重补设计。仿真结果表明该制导控制系统性能良好，可以精确的将制导炮弹导引到目标捕获区，实现小脱靶量大落角对目标进行攻击。

摘要： 设计了一种舵翼姿态检测无线传输系统;该系统采用嵌入式芯片作为主处理器,结合了姿态传感器MPU6050、基于NRF24L01的无线数据传输模块以及无线电能传输模块构成.较好地解决了控制组件旋转部分和非旋转部分数据传输和供电的问题,实现了一种高性能、低成本、低功耗的舵翼姿态测量系统.实验测试表明:系统实时性好、稳定性好、可靠,能够满足一般舵翼姿态测量要求.

摘要： 设计了一种舵翼姿态检测无线传输系统;该系统采用嵌入式芯片作为主处理器,结合了姿态传感器MPU6050、基于NRF24L01的无线数据传输模块以及无线电能传输模块构成.较好地解决了控制组件旋转部分和非旋转部分数据传输和供电的问题,实现了一种高性能、低成本、低功耗的舵翼姿态测量系统.实验测试表明:系统实时性好、稳定性好、可靠,能够满足一般舵翼姿态测量要求.

摘要： 设计了一种舵翼姿态检测无线传输系统;该系统采用嵌入式芯片作为主处理器,结合了姿态传感器MPU6050、基于NRF24L01的无线数据传输模块以及无线电能传输模块构成.较好地解决了控制组件旋转部分和非旋转部分数据传输和供电的问题,实现了一种高性能、低成本、低功耗的舵翼姿态测量系统.实验测试表明:系统实时性好、稳定性好、可靠,能够满足一般舵翼姿态测量要求.

摘要： 本申请提供一种具有隐身效果的炮弹制导方法及系统，其中方法包括：在炮弹发射后，将所述炮弹的飞行状态从无控飞行状态调整为隐身飞行状态，调整后的所述炮弹从无控飞行轨迹变轨至沿隐身飞行轨迹继续飞行，其中，所述隐身飞行轨迹对应的推测发射地与所述无控飞行轨迹对应的推测发射地之间的距离大于预设距离阈值；将所述炮弹的飞行状态调整至末段飞行状态，调整后的所述炮弹变轨至沿末段飞行轨迹继续飞行，所述末段飞行轨迹对应的目的地与所述无控飞行轨迹对应的目的地相同。

摘要： 本发明提供了一种制导炮弹用减旋装置及制导炮弹船尾。制导炮弹用减旋装置包括：底座，与制导炮弹的船尾外壳连接；多个翼片，设置于底座的背离船尾外壳的一侧，多个翼片绕底座的轴线均匀间隔设置，翼片相对于底座沿底座的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近底座的轴线的第一位置和远离底座的轴线的第二位置。本发明的技术方案的制导炮弹用减旋装置能够有效地对高速旋转状态下的制导炮弹进行减旋。

摘要： 本发明提供了一种制导炮弹用船尾及制导炮弹。制导炮弹用船尾包括：船尾外壳，包括壳体；卫星测量模块，用于检测制导炮弹用船尾的位置和速度；电子舱模块与卫星测量模块控制连接；多个脉冲发动机，与多个安装腔对应设置，多个脉冲发动机与电子舱模块控制连接，电子舱模块根据卫星测量模块传递的信号控制脉冲发动机点火；尾盖，与壳体的设有安装腔和电子舱腔体的一端连接；减旋装置，包括设置于尾盖的背离船尾外壳的一侧的多个翼片，多个翼片绕尾盖的轴线均匀间隔设置，翼片相对于尾盖沿尾盖的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近尾盖的轴线的第一位置和远离尾盖的轴线的第二位置。本发明的技术方案的制导炮弹船尾能够提高制导炮弹的制导精度。

摘要： 本发明提供了一种制导炮弹用减旋装置及制导炮弹船尾。制导炮弹用减旋装置包括：底座，与制导炮弹的船尾外壳连接；多个翼片，设置于底座的背离船尾外壳的一侧，多个翼片绕底座的轴线均匀间隔设置，翼片相对于底座沿底座的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近底座的轴线的第一位置和远离底座的轴线的第二位置。本发明的技术方案的制导炮弹用减旋装置能够有效地对高速旋转状态下的制导炮弹进行减旋。

摘要： 本发明涉及滚转飞行器的姿态测量技术领域，具体为一种高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪固定装置，包括检测仪本体，所述检测仪本体的底部设置有底盘。该种高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪固定装置，利用摆动的变量臂以检测仪本体为基点推动甲片向外扩张，且甲片向外侧扩张时同步向下位移，直至与地面接触，可以增加该装置与地面的接触面积，通过增加其施力点加强整体装置于地面放置的稳固性，利用环罩检测仪本体的甲片形成刚性防护框架，以此针对外界物质冲击进行抵抗，避免检测仪本体损伤，同时甲片受到撞击时可进行回缩进行坍缩吸能，并反向带动检测仪本体上移，以此利用检测仪本体的有序位移和质量抵消进行冲击缓释。

摘要： 本发明属于导弹姿态检测领域，具体公开了一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，导弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态至第一时刻，记录弹体稳定后至第一时刻之间陀螺仪数据；使导弹绕x轴旋转180°并保持滚转角稳定状态至第二时刻，记录弹体稳定后至第二时刻时间的陀螺仪数据；在记录下的陀螺仪数据分别求均值，并消除两次数据中的陀螺仪常值漂移，将消除常值漂移后的陀螺仪真值带入滚转角计算公式，完成姿态辨识，通过上述方式，从误差调制的角度来进行滚转角辨识。通过转动可以将器件偏差相对于旋转轴对称分布，以此实现器件偏差的正负抵消，等价于提高了陀螺的精度，因此可以基于速度矢量进行姿态辨识。

摘要： 本发明属于导弹姿态检测领域，提出了一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，在求解原理上做出创新，在低精度陀螺和不增加额外测量元件的情况下，从运动矢量的角度来进行滚转角辨识。当制导炮弹在空中消旋后进入静稳定状态时，对其施加横向/法向过载，由于弹体是静稳定的，弹体受力后其运动矢量会发生相应的变化，运动矢量的变化包含了滚转角信息，因此可以基于运动矢量进行姿态辨识。

摘要： 本发明公开了一种制导炮弹空中姿态预测方法，属于高空制导炮弹姿态预测领域，炮弹制导装置在空中通过改变自身舵翼的角度来改变炮弹的飞行方向。制导装置前端的GPS接收机，可以在空中不断接收到当前的位置信息，从而获得其弹道飞行轨迹，这种制导炮弹空中姿态预测方法是将加有制导装置的炮弹和弹丸无控飞行弹道轨迹图进行对比，得到轨迹偏移的方向，实时判断炮弹在空中的姿态信息。本方法简单、计算时间短，实现了制导炮弹的空中飞行姿态预测，大大提高了制导炮弹的落点精度。

摘要： 本发明公开了一种基于发射坐标系的制导炮弹组合导航方法，涉及制导炮弹组合导航领域，从发射坐标系捷联惯导/卫星量测方程改进制导炮弹组合导航方法，解决组合导航偏航角观测性较弱问题，同时又满足制导炮弹组合导航的要求。引入捷联惯导、卫星输出的偏航角之差作为量测量，拓展传统的量测方程，可以减小偏航角误差。

摘要： 本发明提供了一种高速旋转制导炮弹转速测量方法，所述方法包括：获取制导炮弹的地磁测量数据；对地磁测量数据进行野点剔除，得到野点剔除后的地磁测量数据；对野点剔除后的地磁测量数据的测量误差进行在线标定，以得到地磁测量数据的刻度系数和地磁测量数据的零偏；基于地磁测量数据的刻度系数和地磁测量数据的零偏对野点剔除后的地磁测量数据进行误差修正，得到误差修正后的地磁测量数据；基于误差修正后的地磁测量数据获取弹体的滚动角；基于弹体的滚动角获取弹体的滚动角速率；对弹体的滚动角速率进行滑动平均处理，得到弹体的转速。本发明能够解决采用现有转速测量方法进行制导炮弹的转速测量时，测量精度较低的技术问题。