无控旋转弹丸外弹道姿态测试与模型验证

针对传统的外弹道测量手段本身所存在的危险性以及测试过程不可逆,难以满足新型武器系统的外弹道测试需求的问题,提出了一种安全准确的外弹道理论研究方法,利用MATLAB仿真软件求解弹丸的飞行姿态。以无控旋转弹丸为研究对象,依据弹箭飞行动力学理论,运用质心运动定理和动量矩定理分析弹丸的质心运动和绕质心转动的飞行过程,建立弹丸飞行姿态的数学模型,应用龙格-库塔法进行模型求解以及数据分析处理,得到弹丸的外弹道转速与章动曲线,并与实验测试曲线进行对比分析,所得结果基本一致,从而验证了所建立的旋转弹丸姿态数学模型的合理性。     

抗干扰弹载地磁测姿系统设计

实时准确的弹丸姿态测试是实现高速旋转弹丸正确修正的关键技术。受弹丸高转速、发射时高过载及全天候使用等因素的限制,地磁测量弹体姿态成为解决该关键问题的唯一途径。根据地磁场基本特性、磁阻传感器测量姿态的基本原理,建立了飞行过程中实时解算弹体姿态的简化模型。针对弹体剩磁、舵机干扰等众多影响磁传感器准确测量的问题,设计了抗干扰的弹载地磁测姿系统。为了评估地磁测量弹体转速和滚转角的精度,与基于光敏器件和太阳方位角的绝对滚转角测量系统同时进行飞行试验,通过飞行试验验证,所设计的抗干扰系统有效地减小了弹体剩磁和舵机干扰的影响,基于地磁信息解算出的滚转角速率与光敏器件测量得到的绝对滚转角速率误差在0.5 Hz,解算出的滚转角度误差为6°,符合工程应用的要求。     

二阶滑模控制算法在滑翔增程弹中的应用研究

滑翔增程是目前采用的较为有效的一种弹箭增程技术,对滑翔增程弹进行控制,就要使弹丸在飞行过程中,能够尽可能地跟踪方案弹道。利用无陀螺捷联惯性测量装置,实时解算弹丸滑翔飞行过程中的实际飞行姿态和弹道参数,与方案弹道中的理想飞行参数进行比较,其偏差信号构成控制指令。将增程弹的弹道分为升弧段和降弧段:升弧段为无控飞行;降弧段采用二阶滑模控制算法设计控制器。通过鸭式舵控制弹丸飞行实现增程,获得了较高的指令跟踪性能,对滑翔增程弹的设计具有一定的参考价值。     

测量弹丸姿态角的方法探讨

提出了利用地磁方位传感器和十字型ＣＣＤ器件（或光电二级管阵列）的太阳方位传感器合成，借助高Ｇ遥测设备，测试弹丸飞行姿态角及着地姿态角，文中，经过推导计算及证明，姿态角由偏航角和俯仰角给出。     

测量弹丸姿态角的方法探讨

提出了利用地磁方位传感器和十字型ＣＣＤ器件（或光电二级管阵列）的太阳方位传感器合成，借助高Ｇ遥测设备，测试弹丸飞行姿态角及着地姿态角。文中，经过推导计算及证明，姿态角由偏航角和俯仰角给出。     

基于信号处理技术提取轻武器弹丸转速方法研究

文中提出了利用弹丸弹底刻槽技术测试轻武器弹丸转速的试验方法.在分析了轻武器弹底刻槽技术、弹丸RCS、弹丸飞行稳定性和数据处理的基础上,采用连续波雷达对弹底刻槽弹丸的飞行转速进行了测试.将短时Fourier和小波变换用于数据处理,最后给出试验结果.     

提高小口径杆型弹飞行稳定性的弹体设计方法探讨

论述了一种改进杆型弹飞行姿态的方法，并根据简化受力模型，分析了弹丸的受力情况，比较了改进前和改进后三种弹飞行姿态的优劣，试验证明质心和阻心确实是影响飞行姿态的一个重要因素，通过正确的调整可以大大地改善飞行姿态，提高飞行稳定性。     

末端修正迫弹程控系统设计与参数辨识

利用大地磁场具有方向性的特点，设计了末端修正迫弹程控飞行控制系统，并提出了一种程控飞行控制算法．通过分析弹丸在飞行过程中所受的力和力矩，建立了弹丸的飞行动力学模型，并利用飞行试验的遥测数据对系统气动与控制参数进行了分析辨识，利用辨识结果进一步验证了程控系统的可行性和数学模型的正确性．     

基于DSP的频谱分析方法在弹载无线电高度表中的应用

文中讨论了一种基于DSP的数字频谱分析方法，并设计完成了用于某新型弹载无线电高度表的数字信号处理应用系统，该系统采用高速DSP芯片TMS320VC5410，可以实时实现高精度的数字频谱分析算法。嵌入了DSP系统的弹载无线电高度表．可以在导弹飞行的高度范围内，实时连续测量导弹的高度数据．并传送给导弹主控计算机，整个系统具有灵活、精度高、体积小、重量轻和工作稳定等优点，静态电缆测试和实际飞行试验的测试结果表明了系统具有较好的测量性能。     

弹道修正弹药现状及关键技术

分析了弹道修正弹药的原理和国外发展现状,研究了弹道修正弹药的关键技术,飞行弹丸弹道探测、弹丸姿态测量和弹道修正控制技术,对国内弹道修正弹药技术发展提出建议。     

弹丸膛内运动姿态实时测量系统

弹丸在膛内攻角的变化及其影响因素是发射动力学研究的重要内容，而测量弹丸攻角变化是实现此项研究的前提，最后研究成功的一种专门测量弹丸膛内运动姿态变化的实时测量系统，其构成及测量原理做了介绍，该系统在保证有足够量程的前提下，具有测角灵敏度的高精度和高采样频率，并实现了实时测量，最后提供了实弹射击试验和由此得出的弹丸膛内运动攻角变化曲线和炮管振动曲线。     

火炮弹丸捷联式地磁—太阳方位姿态测量模型研究

为了测试火炮弹丸飞行资态,采用捷联式地磁-太阳方位传感器,利用地磁场和太阳方位作为参照作,解算弹丸飞行姿态,本文给出了解算弹丸姿态的数学模型和测试方法以及解算所应满意的条件,提供了对高过载,高转速弹丸姿态测试的有效方法。     

旋转装液弹丸进动时腔内液体作用力矩的数值解

求解了调整旋转装淮弹丸进动时腔内液体对弹体作用力矩的数值解。建立了非惯性坐标下液体运动三维形式的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，应用有限差分方法，求得不同粘性液体在不同的攻角和转速下有空内液体流场和作用于弹体的力矩。本文的处理方法和计算程序对装液弹飞行稳定性分析有重要作用。     

对空射击结果评价系统的逻辑设计

本文提出了一种数字化遥测设备的逻辑设计,它用于对空射击结果的评价,特别适合于部队对空靶的实弹射击训练。射击的结果以弹丸的脱靶距离和弹丸所在象限的形式显示出来。     

基于高速摄像弹道跟踪原理的弹丸章动角测试方法

弹丸章动角是影响火炮射击密集度的重要因素之一,一直是火炮研究领域的热点问题。为得到弹丸出炮口段附近弹丸章动角测试结果,采用基于高速摄像的弹道跟踪法开展弹丸章动角测试方法研究。利用高速数字摄像机和弹道跟踪架建立弹道跟踪系统,记录弹丸飞行轨迹图像,借助于图像分析软件获得弹丸上下章动角测试结果。采用弹道跟踪系统对某火炮弹丸进行实例验证,得到弹丸出炮口段附近弹丸上下章动规律,各发弹丸之间弹丸章动角数值分散性较大,第1发弹丸章动角最大值为-5.2°. 研究结果表明,弹道跟踪法是获取弹丸章动角测试结果的理想方法。     

弹丸挤进过程的测试研究

本文提出了一种用弹丸挤进过程的测试系统。采用在弹头上安装传感器的直接引线弹底测压技术，在短身管火炮上成功地测出了弹底压力，并用接触法和测压法两种方式同时测出了挤进压力。     

尾翼稳定弹刚体弹道数值计算技术

弹丸６自由度运动微分方程计算是外弹道数值计算理论中的一个重要内容，其中绕心运动的攻角微分方程在稳定飞行条件下其解为衰减的振荡曲线，因而方程数值解的收敛性，稳定性较差，求解较为困难，且计算时间很长。本以尾翼稳定弹为例，对其刚体弹道运动微分方程的求解技术作了探讨，分析了尾翼弹飞行稳定的条件。     

弹丸初速膛口激光实时测量系统研究

了利用激光与光纤技术的弹丸初速膛口实时测量系统；创造性地设计了安装于炮口的光强度调制器；研究了能克服火药气体的光学污染和炮口各元件耐高温、高太及抗强冲击等关键技术问题，得到了有价值的实验数据，为系统的工程化打下了良好的基础。     

弹箭非线性角运动周期解稳定性分析

为了分析和计算弹箭非线性角运动周期解的稳定性,推导了弹箭的非线性角运动方程组。以某型火箭弹高原试验为例,计算了立方马格努斯力矩系数取不同值时的角运动相图和庞加莱截面图; 通过Poincare映射计算了线性马格努斯力矩系数作为分岔参数时的分岔图; 利用推广的打靶法计算了角运动周期解的幅值和周期,结合Floquet理论分析了周期解的稳定性。结果表明,在高空低密度的情况下,考虑非线性马格努斯力矩系数后,当马格努斯力矩系数达到一定范围时,火箭弹角运动由零平衡位置分岔出稳定的周期运动。