二维弹道修正引信弹道辨识模型及精度仿真分析

文中提出利用卡尔曼滤波技术来建立二维弹道修正引信弹道辨识模型,在弹道方程基础上建立了卡尔曼滤波的弹道辨识状态方程和量测方程,构建了二维弹道修正引信弹道辨识模型算法;利用均匀设计方法对弹道辨识模型的精度进行了仿真分析,仿真结果表明基于卡尔曼滤波技术的弹道辨识模型可以满足弹道修正引信的系统精度要求.     

射程修正引信弹道辨识方法及精度分析

研究了用于底排/火箭复合增程榴弹射程修正引信的弹道辨识方法以及辨识精度.根据蒙特卡罗模拟理论,选取弹道纵风、初速和弹道系数作为建立随机概率模型的初始参数,生成一条随机弹道模拟实际弹道,根据靶场实测的加速度值,利用弹道辨识方法对实际弹道辨识,比较辩识射程和实际射程,得到弹道辨识方法精度.结果表明,主动段弹道辨识方法误差不大于1%,其弹道辨识精度能满足工程要求.     

一维弹道修正引信阻力器的研究现状分析及其设计原则探讨

通过对国内外一维弹道修正引信阻力器的研究现状进行分析，剖析了几种典型一维弹道修正引信阻力器结构的优缺点，并对其主要技术参数进行了对比分析。在此基础上，提出了一维弹道修正引信阻力器的设计原则，对今后一维弹道修正引信阻力器的方案设计具有重要的指导意义。     

迫弹一维弹道修正引信平面阻力器的空气阻力算法

依据设计的一维弹道修正引信平面阻力器改装的某型迫弹(简称“一维修正迫弹”)空气阻力的简捷测量试验数据，分析了一维弹道修正引信平面阻力器与“一维修正迫弹”的空气阻力、空气阻力系数的关系及影响，推导出其扩增空气阻力系数与一维弹道修正引信平面阻力器展开时的面积之间关系的数学模型，从而建立了一种定量计算“一维修正迫弹”的空气阻力系数和空气阻力的理论方法。     

迫击炮弹外弹道辨识方法

根据—维射程修正技术与迫击炮弹特性，提出了一种新的弹道辨识方法，即通过弹丸初速和弹道上最小速度值来确定弹丸射程。仿真结果验证了该方法的可行性和正确性。     

二维弹道修正引信总体方案和关键技术分析

本文在广泛分析国内外二维弹道修正技术的研究现状基础上，提出了一种基于鸭舵技术的二维弹道修正引信方案，确定了其工作原理，并对其中的关键技术进行了分析。主要包括弹道辨识技术，鸭舵修正控制技术，微机电系统技术等，进而探讨了弹道修正引信的发展方向．对二维弹道修正引信技术的进一步研究具有一定的参考价值．     

一维弹道修正弹多发同时弹着火控新算法

为满足一维弹道修正弹对目标快速猛烈打击的需要,利用一维弹道修正弹阻力环调节射击距离和弹丸飞行时间的能力,建立一种单炮多发同时弹着火控新算法.以弹丸飞行时间最短为原则,确定最后一发弹的飞行时间与射角,依次计算倒数下一发弹的飞行时间与射角,并进行仿真验证.仿真结果表明:该算法具有可行性,对提高一维弹道修正弹快速打击能力具有重要意义.     

一维弹道修正引信DCM启动时间快速计算方法研究

根据一维射程修正技术与迫弹特性，分析了弹丸在配备阻尼修正机构前后的阻力系数变化规律，提出一种一维弹道修正引信DCM启动时间快速计算方法，即利用射程修正量与阻尼片作用时间的关系，粗略估算出阻尼片的张开时间，然后重新计算弹道，根据计算出的目标射程与预测弹道落点射程的差值的正负来精确算出阻尼片的张开时间。仿真结果验证了该方法的可行性和正确性。     

一维弹道修正引信的弹道辨识方法

根据一维弹道修正技术原理，基于质点弹道提出了一种新的弹道辨识方法，即通过弹道最小速度点的速度值及其出现时间来确定弹丸实际飞行弹道，并证明了其唯一性，仿真分析表明，该方法对弹道的识别精度较高。     

国外弹道修正引信发展现状研究

介绍了国外弹道修正引信的研究现状，对美国近几年研制的迫弹和榴弹弹道一维修正引信样机及修正装置进行了较详细的分析。     

跨音速弹药射表修正量对简易法精度检验影响分析

为解决弹药速度在跨音速时用射表检验火控简易法解算精度出现误差较大的问题,对其进行分析并提出 改进措施。从实例和理论 2 个方面分析问题存在的原因,并给出了单因素弹道条件变化时用射表检验火控简易法解 算精度的有效方法。结果表明,该方法能更准确地评价火控解算精度。     

姿态稳定火箭弹射程散布的仿真研究

在主动段进行姿态稳定是提高远程火箭弹射击密集度的有效技术措施,实施了姿态稳定后,火箭弹的纵向散布仍然偏大．文中采用统计实验法,通过大量的弹道仿真对姿态稳定火箭弹的纵向散布特性进行研究,计算结果表明：总冲跳动和质量偏差是造成纵向散布的主要原因;主动段终点弹道倾角散布在大射角时对纵向散布影响小,在小射角时对纵向散布影响大;速度极小点参数比主动段终点参数与射程有更强的线性相关性．     

An Approximate Calculation Method for Lateral Trajectory Correction

The two-dimensional trajectory correction needs to adjust not only the force in velocity direction,but also the lateral force or lateral trajectory (normal to the perpendicular plane of fire direction) . Therefore,its structure of control cabin is more complicated than that of one-dimensional trajectory correction projectiles (ODTCP). In order to simplify the structure and reduce the cost,a scheme of adding a damping disc to the control cabin of ODTCP has been developed recently. The damping disc will unfold at the right moment during its flight to change the ballistic drift of rotary projectiles. Aimed at this technical scheme,a mathematical model of two-dimensional trajectory corrections was discussed according to the theory of exterior ballistics. An approximate formula for predicting the ballistic drift and trajectory correction was deduced. The capability of lateral trajectory correction and the flight stability of TDTCP were also analyzed. All the work is valuable for further research.     

用于求解射击诸元的视在航路法

本文提出了一种适用于数字化瞄准具的视在航路法，其特点是在目标作匀速直线运动的假设下，在已知一系列目标方位与高低角后，只要再知道一个目标距离就可以得到射击诸元。相对于数字指挥仪的解算方法，它更加充分利用了目标的角度信息，减弱了对于距离信息的依赖性，为火控计算提供了新途径。     

坦克火控系统弹道解算问题的分析

本文对坦克火控系统弹道解算问题中的曲线拟合法进行了一定的理论分析,指出了这一方法所具有的某些特性。对坦克火控系统中可能采用的弹道微分方程组的直接数值解法,提出了一个新的方法,即迭代一修正法。     

扰动引力对被动段弹道的影响

文中采用球谐函数法计算扰动引力．在被动段标准弹道的基础上，建立了被动段干扰导弹模型。分别选取了近程、中程、远程导弹的三条被动段弹道进行仿真．计算了360阶、540阶、720阶和1080阶位系数下的扰动引力对不同射程的被动段弹道的影响。分析了扰动引力引起的落点偏差．仿真结果具有重要的参考价值。     

基于多台光学经纬仪实时交会的弹道初段解算方案探讨

导弹飞行试验中,初段弹道位置参数一般通过两台光学经纬仪交会测量获得。而由于布站条件限制,这种定位方式的效果往往并不理想,尤其是由位置滤波(或者平滑)得到的速度参数带有较大的随机误差,不能为安控和数字引导提供有效的实时信息源。针对此问题,提出了多台光学经纬仪实时交会定位的方案,并对工程应用中面临的难点和具体问题进行了详细分析。     

一种基于速度方向修正的旋转稳定弹弹道跟踪制导方法研究

针对旋转稳定二维弹道修正弹的制导律设计问题,提出了一种基于速度方向修正的弹道跟踪制导方法,推导了固定舵产生阶跃激励时弹丸的攻角及速度运动规律,得到了平均偏角的相位角与固定舵滚转角的关系。通过在标准弹道上生成一个虚拟未来点,得到了速度角的指令。提出了通过修正速度方向与该指令的偏差,实现对标准弹道跟踪的原理。提出了一种当实际弹道偏离标准弹道较远时,通过落点预测实时生成新的标准弹道的方法。仿真结果表明:小射角射击时,可在全弹道采用速度方向修正来跟踪标准弹道;大射角射击时,可在降弧段在线生成标准弹道,再通过速度方向修正来跟踪该标准弹道。     

一种连续波系统测速时间误差的自适应修正方法

提出一种针对连续波测量系统测速数据时间不对齐误差的自适应修正方法.在多源信息融合处理解算飞行器轨迹时,将连续波测速数据的时间误差作为待估参数求解.建立飞行器轨迹参数和时间误差的联合求解模型,采用分步优化法给出飞行器轨迹参数和连续波系统中各单台设备的时间误差估计值.实验结果表明:测速数据修正后,匹配程度明显优于修正前,飞行器轨迹参数的计算精度得到显著提高.     

基于遗传算法的弹道优化算法

以空空导弹的末端速度作为性能指标,其弹道倾角视为控制变量,在规定的飞行时间及射程下,优化导弹弹道使得其末端速度最大化;通过采用多项式样条插值的方法估计弹道倾角的变化规律,利用遗传算法进行优化计算弹道倾角采样点数据,最后得到满足条件的优化弹道并进行仿真;仿真结果表明：按此优化方法得到的弹道与比例导引方案弹道相比,大大提高了导弹的末端速度,研究结果对空空导弹的标准弹道设计有一定学术和工程参考价值。