基于摄动理论的弹道修正榴弹落点偏差预测

榴弹二维弹道修正引信要求选用精度高、计算量小的落点预测算法,弹道积分外推和多项式拟合均不满足该要求。针对该问题,提出了基于摄动理论的落点偏差预测算法,通过射前装定基准弹道和偏导数实现榴弹落点偏差的准确预测。基于摄动落点偏差预测的数学原理,采用数值解法研究了计算步长、偏导数阶数、基准弹道和偏导数行数的选取原则,并用二阶渐消记忆滤波的方法减小了GPS测试误差对预测精度的影响,采用仿真的手段对预测精度和在弹道修正榴弹上使用的有效性进行了分析。仿真结果表明,摄动落点偏差预测在基准弹道的邻域内有较高的预测精度。     

基于线性弹道模型的末段修正弹落点预测

针对末段修正弹在弹道末段快速预测落点的问题,提出一种将六自由度刚体外弹道模型线性化的方法,得到线性弹道方程组并求其解析解,结合剩余飞行弧长估算公式,推导出弹道落点快速预测解析公式。以六自由度弹道为基准,通过仿真分析了不同射角不同预测点下线性弹道模型预测法的预测精度和解算时间,结果表明该方法对偏流方向的落点预测误差小于8 m,解算速度相比三自由度数值积分落点预测法提高了一个数量级。该方法为弹载计算机进行实时快速弹道解算提供理论依据,对末段修正弹的工程应用具有参考价值。     

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。     

基于摄动落点预测与修正比例导引的复合修正算法设计

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22.835 7 m,横向标准差为23.579 2 m,圆概率误差为27.507 0 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。     

摄动落点预测法的快速建模与基于精度最优的分段预测控制法

快速的高精度落点预测是实现高旋弹丸弹道预测修正或制导的关键,基于基准弹道的摄动（PP）预测法能够较好地平衡计算精度与效率。为解决PP预测法难以快速适应环境与目标的问题,结合摄动理论与分步逼近法实现初始发射条件及基准弹道的快速确定,并根据理论简化推导出摄动模型参数计算方法。通过弹道仿真与无控试验验证其可行性,结果表明:该方法可快速完成发射参量计算与摄动预测建模;与修正质点弹道（MPT）预测法相比,弹道前段PP预测法预测精度较优,弹道后段略差。综合PP预测法与MPT预测法计算速度与精度特点,提出结合PP与MPT的分段预测法,经蒙特卡洛仿真,分段预测法的修正效果相较于单一的PP或MPT预测法更优。     

基于渐消记忆滤波的弹道修正弹落点预测

针对滤波处理所需时间长、准确建立误差模型难的问题,提出了仅对弹道落点预测偏差进行滤波的方法,给出了弹道方程及落点预测方程.关于弹道修正弹飞行过程中弹道经常发生突变及弹载计算机运算能力有限的问题,提出了基于渐消记忆滤波的自适应滤波方法,采用半实物仿真试验和飞行试验对该滤波方法进行了试验验证,结果表明该方法能实现实时滤波,弹道突变时滤波后的预测偏差可保持相对平滑,没有引起发散现象,实用性很强.     

弹道修正迫弹制导方法与制导精度研究

针对传统迫击炮弹落点精度差,打击精度低,设计了迫击炮弹弹道修正算法,采用摄动落点偏差预测法、自适应比例导引法、自适应比例微分导引法对弹道进行修正。建立了六自由度弹道模型及控制模型,阐述了摄动落点偏差预测法和比例导引法基本原理; 针对比例导引律中常值比例系数不符合实际弹道变化的特点,在纵向平面设计了自适应比例导引律,横向平面设计了自适应比例微分导引律。采用蒙特卡洛模拟打靶仿真验证,考察制导律在纵向平面、横向平面以及复合制导的修正能力。仿真结果表明,在纵向平面,自适应比例导引律效果最好; 在横向平面,自适应比例微分导引律效果最好。仿真分析了3种制导方法的复合制导效果。仿真结果表明,在纵向平面升弧段采用摄动落点偏差预测制导方法,以及在降弧段纵向平面采用自适应比例导引律、在横向平面采用自适应比例微分导引律的复合制导能力得到有效提升,迫击炮弹落点圆概率误差从无控时的126.317 m降为0.965 5 m。大射角、小射程条件下模拟打靶,圆概率误差为1.864 3 m。     

弹道导弹惯导系统误差系数自由段补偿

惯性系统误差系数修正是提高弹道导弹制导精度的有效方法.通过分析惯导误差系数修正方法,提出惯性制导系统的自由段实时补偿技术,通过公式推导,建立了误差系数补偿的理论模型.运用弹道仿真计算,分析误差造成的落点偏差,验证了修正模型对导弹落点偏差的补偿作用,证明该补偿方法不需要硬件改动,仅对弹上制导软件进行小量改动就能够显著提高导弹命中精度.     

基于摄动原理的火箭弹落点实时预测

基于摄动原理,提出了以6自由度弹道方程解算的弹道为火箭弹基准弹道,求解参数扰动引起的落点偏差变化量的落点实时预测方法,并给出了详细解算步骤。将各种扰动系数的解算赋予地面火控计算机,降低了弹载计算机的解算复杂度和解算量。以122 mm火箭弹为例,选取一条基准弹道,分别对无扰动、仅存在初始扰动和全弹道存在随机扰动3种条件下的无控弹道进行了落点预测仿真实验和火箭弹落点预测飞行试验。研究结果表明：该方法在仿真实验和实际飞行试验中都具有较高的预测精度,横向偏差收敛速度较纵向偏差快,其波动幅度在全弹道上较纵向偏差小,而且纵向偏差预测在火箭弹降弧段才趋于收敛;采用该方法进行预测时每次解算时间为167 ns左 右,远小于弹载控制器2 ms的控制周期,实现了实时预测。     

基于大口径火炮的实时弹道解算方法研究

基于大口径火炮,对火控系统中射击诸元解算方法做了简要的介绍。通过对现行基于二分法的弹道解算方法的详细分析,得出了几点重要启示。对求解射击诸元的弹道解算方法进行了有针对性的改进,探索出了基于落点诸元信息的弹道解算方法。以 Matlab 数值仿真软件为平台,对基于落点诸元信息的新解算方法进行了仿真验证,并与现行基于二分法的仿真结果进行对比分析。分析结果表明,基于落点诸元信息的实时弹道解算新方法在初始射角估计、弹道迭代次数方面有了很大的改进,从而大大缩短了大口径火炮射击诸元解算时间。对实现射击诸元实时解算有重要参考价值。     

考虑J_2摄动的弹道导弹高精度弹道预报和误差传播分析

为进行高精度的弹道导弹弹道预报和误差传播分析,分析了平根数法解摄动方程的解形式,提出了一种考虑J_2摄动并包含短周期项的解析法,并将其用于弹道预报,结合无迹变换构造了弹道预报的误差传播分析方法,解决了解析法中开普勒根数求解过程不可微、偏导数矩阵难以计算的问题。仿真结果表明,将解析法用于弹道预报时,J_2摄动短周期项导致的误差达3个数量级,不可忽略;该算法预报的相对误差只有不到5%,精度与高精度数值法相当,远高于传统解析法,但运算速度是后者的7倍,具有更好的效费比。     

弹道解算用数值天气预报风修正系数辨识

为了快速准确获取弹道解算用数值天气预报中风的预报误差,实现对弹道解算用数值天气预报中风预报误差的数值修正,提升火炮气象保障精度,以原始预报气象数据为基础气象条件,以质点弹道模型为系统模型,以风修正系数描述风的预报误差,基于无迹卡尔曼滤波算法,对实测弹道数据进行处理,提取风的预报误差。以一段实测弹道数据和WRF模式原始预报气象数据为例,对该方法的辨识效果进行检验。结果表明:与实测的风修正系数相比,辨识所得纵风修正系数和横风修正系数的相对误差分别为7.20%和3.97%; 原始预报气象数据中的纵风和横风经修正后,其误差分别减小85.19%和79.27%。     

基于速度增益制导的大椭圆转移中段制导方法研究

针对大椭圆转移中初始偏差和长时间飞行中摄动因素导致的方法偏差较大的现象,需进行中段轨道修正。基于显式制导的思路,采用速度增益制导,研究了考虑项摄动有限推力条件下的中段轨道修正方法,并通过优化修正时间设计了终端偏差小、燃料消耗少的中段修正优化轨道。针对不同初始偏差工况通过数学建模仿真进行了验证,结果表明该方法可行。     

弹道修正火箭弹修正方案与射击精度研究

为了提高弹药射击精度,采用脉冲推冲器和阻力板作为修正执行机构对弹道进行修正。针对不同修正方案,建立了各自对应的的六自由度弹道模型,设计了以落点预测为基础的控制策略。在分析、比较单一执行机构弹道修正特点的基础上,提出了组合修正方案。以某型火箭弹为应用对象,对不同修正方案的弹道修正效果进行了仿真实验。结果表明:脉冲推冲器对横向偏差修正效果明显,对纵向偏差修正能力不足; 阻力板对纵向偏差修正效果明显,无法消除横向偏差; 组合修正方案对横向偏差和纵向偏差都具有较好的修正效果,能将火箭弹的圆概率误差提高到28 m。最终通过飞行试验对上述结论进行了验证,结果验证了组合修正方案对弹道修正的有效性。     

横向弹道修正的一种快速计算方法

针对阻力环叠加减旋翼片的二维弹道修正技术方案,基于外弹道理论,建立其二维修正的飞行弹道模型,推导了横向弹道修正过程对应的近似偏流公式和修正量计算方法。进行横向弹道修正能力及飞行稳定性分析,并通过炮射试验验证该计算方法的准确性和有效性,计算结果与6自由 度弹道模型计算结果及炮射试验结果基本一致,最大误差不超过40 m. 研究结果对二维弹道修正技术的工程应用具有参考价值。     

弹道修正弹脉冲修正机构简易控制方法

建立了采用脉冲力控制的弹道修正弹飞行弹道模型.利用均匀设计方法,通过回归分析研究了脉冲修正起始时间、脉冲力级数、弹丸射角以及作用角度对修正效果的影响,推导出关系模型,利用该模型提出了一种简易的脉冲力控制方法.仿真结果证实该简易方法控制脉冲发动机工作能够有效提高弹丸的命中精度,对脉冲发动机在弹道修正弹上的工程应用有一定的参考意义.