导弹常用空间直角坐标系间转换方法

在导弹弹道计算过程中,需要经常使用坐标转换。通过分析导弹常用空间直角坐标系之间的关系,建立了空间直角坐标系之间的旋转变换方法,编制了通用算法库,并结合算例验证了该算法的可行性和正确性。该方法以简单的形式描述了各坐标系之间的转换关系,易于编程实现,可作为导弹弹道相关研究工作的坐标转换基础工具使用。     

导弹侧向机动控制的优化设计

随着防御系统的不断完善,导弹的突防能力目前大打折扣.为了提高导弹主动规避技术的突防效果,本文在坐标转换、可控机动信号生成和控制机动一体化三方面进行了优化设计,提高了大侧偏情况下导弹的机动效果,同时导弹的过载能力得到充分发挥.数学仿真验证了算法的有效性.     

导弹侧向机动控制的优化设计

随着防御系统的不断完善，导弹的突防能力目前大打折扣。为了提高导弹主动规避技术的突防效果，本文在坐标转换、可控机动信号生成和控制机动一体化三方面进行了优化设计，提高了大侧偏情况下导弹的机动效果，同时导弹的过载能力得到充分发挥。数学仿真验证了算法的有效性。     

防空中目标数据的坐标转换算法研究

介绍了在防空导弹射击指挥中目标数据常用坐标系的根子度，详细讨论了九九方格坐标转换为站心地平直角坐标的算法及实现过程，为实现对防空导弹武器的自动化指挥提供参考。     

空基跟踪测量导弹的方法研究

根据地球同步卫星的轨道特点，用安装在卫星上的外弹道测量仪器，测量得到导弹相对于卫星的运动参数，并实时地计算出该时刻同步卫星的轨道根数，通过坐标转换就得到导弹相对地面测量站的运动参数，从而实现及早对来袭导弹进行预警，以及直接测量我方导弹落点位置。     

一种偏转弹头控制系统方案研究

偏转弹头控制是一种新型的快速响应控制技术,与传统的舵控制不同,它具有高机动性、控制响应时间短、良好的气动特性等优点.根据一种弹头偏转机构方案,对偏转弹头控制系统进行了研究,建立了一种简单、合理的偏转弹头控制系统方案,通过坐标转换推导出弹头偏转控制规律;初步研究了偏转弹头控制导弹的气动特性,并与传统的舵控制导弹进行了比较,计算结果表明,偏转弹头导弹具有更高的控制效率,且在高超声速条件下,仍然维持较高水平.     

目标机动对反舰导弹命中精度的影响

建立了两种舰艇机动模型及目标等效几何参数计算模型，给出了坐标转换在仿真中的流程图．基于某型导弹进行了仿真计算，得出命中概率及命中平面内两方向上的命中均方差．     

坐标转换对火炮射击目标定位的影响

利用全球卫星定位系统(GPS)进行快速、准确的目标定位是炮兵部队提高射击精度和准备速度的重要手段。但GPS在使用中必然涉及到不同空间大地坐标系统。本文针对涉及到的不同坐标系统进行了说明,给出了不同坐标系统的定义、相互转换的原理及方法,以最为常用的布尔沙(Boolsa)模型为例,说明了两空间直角坐标系间的具体转换公式及7个转换参数的选择方式和相互关系,同时也给出了同一坐标系统下不同坐标系的定义方法及相互转换公式。     

近程导弹的横向导引系统

本文针对近程弹道导弹的特点,将横向坐标转换方案应用于这类导弹的横向导引系统。并根据目前的弹上计算机和加速度表研制水平,设计了具体的导引方案。     

理论弹道检查中设备跟踪精度的统计计算方法

说明了理论弹道检查是导弹试验准备的关键环节,对保障导弹跟踪精度起到至关重要的作用.以导弹试验前联网准备为例,对理论弹道检查所涉及的坐标转换、统计计算和数据处理进行了分析,给出了完整的理论弹道检查方法.该方法可以对整个测控网络的目标跟踪系统误差进行标定,并用于中心计算机目标跟踪测量数据处理的补偿与修正.通过仿真和实例验证,该方法可以有效提高目标的跟踪精度.     

近距格斗空空导弹的归零时间设计

导轨式发射的空空导弹归零时间设计是系统总体设计的重要参数之一。特别是对于近距格斗导弹来说它不仅涉及载机的安全，还关系到导弹的作战效果。它的设计与载机的挂点位置、导轨的尺寸、发动机推力、发射装置的开锁力、发射架与导弹相对运动时的摩擦力以及导弹的阻力等密切相关，同时影响导弹的控制精度。针对以上特性进行系统综合分析与设计，提出归零时间的设计原则。     

简易制导炸弹坐标转换的误差分析与修正

基于某简易制导炸弹工程的研制背景，以制导炸弹为研究对象，研究了制导炸弹在飞行过程中不同坐标系间的转换关系，分析了不同类型误差对坐标转换精度的影响，提出了一种基予目标点跟踪的坐标转换方法，该方法可对转换误差进行相应的修正，提高坐标转换的精度。仿真结果验证了该方法的正确性和可行性。     

星敏感器测量导弹姿态的方法研究

建立了捷联方式下星敏感器测量导弹在惯性系中三轴姿态的模型.通过春分点时角,建立了发射点惯性系和赤道惯性系转换关系,由星敏感器像平面的星像坐标和对应的视赤经、赤纬,就可解算导弹在惯性系中的姿态.最后,给出了仿真结果.     

基于坐标转换实现双基地雷达目标参数的定位

依据GPS准确测定雷达接收站在GPS-84坐标下的坐标参数,提出了基于坐标转换实现双基地雷达目标参数的定位,分析了基站不同距离部署时,考虑高程差和地球曲率对目标坐标参数测量的影响,进行了坐标转换的推导,给出了目标坐标参数定位公式,得到了比交叉定位测量更精确的目标坐标参数.     

星敏感器测量导弹姿态的方法研究

建立了捷联方式下星敏感器测量导弹在惯性系中三轴姿态的模型。通过春分点时角，建立了发射点惯性系和赤道惯性系转换关系，由星敏感器像平面的星像坐标和对应的视赤经、赤纬，就可解算导弹在惯性系中的姿态。最后，给出了仿真结果。     

飞机平显综合靶标校靶设备设计

为了克服传统飞机平显校靶误差大、耗时较长且操作繁琐的不足,提出了不改变飞机姿态,只需调整姿态靶架平显综合靶标校靶设备的设计方案。对综合靶标校靶设备平显校靶的原理、技术方案进行论证,确定了综合靶标校靶设备的基本构架和姿态靶架的升降、俯仰、滚转、平移等参数,研制了原理样机并进行了测试。测试结果表明：综合靶标校靶设备提高了飞机平显校靶的精度,简化了飞机平显校靶过程,节省了人力物力和时间,其设计完全满足飞机平显校靶的要求。     

制导炸弹中坐标转换的误差分析及修正

制导炸弹飞行距离短,发射点和目标点的经、纬、高坐标已知,为了得到高精度导航信息,必须严格控制坐标转换过程中的精度损失.分析了制导炸弹坐标转换模型中各坐标系之间的关系及转换精度,讨论了各种不同类型误差对整体转换精度的影响,将主要误差归结为3类,分别采取相应的措施进行修正,设计了一种直接对目标点位置进行跟踪的新坐标转换方法,并成功应用到半实物仿真中.仿真结果表明,该方法的理论模型及其修正措施能很好地修正误差,为炸弹高精度制导提供条件.     

弹架系统振动响应特性测试

为给空空导弹与发射装置的振动防护设计提供振动响应数据,本文选取GJB150规定的组合式外挂系统振动条件,对某型发射装置与空空导弹进行随机振动响应测试。采用前、后挂点两点平均值激励控制,得到发射装置6个测试点、导弹12个测试点的功率谱密度和均方根加速度响应值。试验结果表明:(1)发射装置与空空导弹每个位置上的振动响应随激励载荷的增大而增大。(2)发射装置靠近前后挂点的响应放大较小,前端后端放大较大,呈现双悬臂梁特征。(3)导弹除了2个测试点之外均小于激励载荷,呈现吸收能量的细长柔软弹性体特征,增大的测试点为弹体的振动模态响应结果。     

内埋弹舱弹射冲击载荷特性研究

内埋弹舱采用弹射方式投放武器,在弹射瞬间会对上部隔框、进气道等结构产生很大的冲击载荷,需要准确计算内埋弹舱的弹射冲击载荷以供结构设计使用。建立导弹弹射机构动力学模型,通过对舱体结构挂点处分别进行刚性或柔性化处理,得到挂点连接形式对冲击载荷的影响;研究了不同类型作动筒输出的作动力形式和峰值与冲击载荷特性之间关系,分析了弹射架改型设计后挂弹质量对冲击载荷特性的影响。研究结果表明,柔性化连接形式可正确描述冲击载荷的传递过程,且峰值前置的作动力形式提供了更好的弹射效果,挂弹质量与作动力峰值之间关系可指导改型弹射系统的任务包线。     

导弹热发射方式增推效能研究

为研究导弹热发射增推效能,设计了3种不同方式的排导空间。建立导弹热发射过程的控制方程和导弹全区域结构化网格模型,使用计算流体力学方法进行仿真,分别采用2阶迎风格式和全隐式方法进行空间离散和时间离散;计算了3种不同排导空间条件下导弹的出筒过程、出筒速度,分析导弹发射时筒内气动特征和导弹在发射筒内运动时增推力随导弹位移的变化过程。数值计算结果与原理验证试验结果符合较好。对不同条件下导弹出筒速度的仿真计算结果表明,采用筒式热发射,可以通过改变排导空间的方法实现燃气能量的再利用,将筒内燃气的气动力转换为推动导弹运动的推力,形成额外的增推力,提升导弹筒内运动速度,降低导弹出筒消耗的能量。