弹道修正弹落点预报方法研究

为了根据空中飞行弹箭的一段实测弹道参数,准确预报弹道落点,并实施弹道修正,实现对目标的精确打击,在阐述弹道修正弹飞行原理的基础上,建立了扩展卡尔曼气动参数辨识弹道模型。该模型可对一段实测弹道参数进行弹道滤波,辨识出空中飞行弹丸的实际阻力和升力符合系数,并能较准确预报其后续飞行弹道。数值计算结果表明,经扩展卡尔曼弹道滤波后,能有效剔除测量弹道参数的噪声,且坐标滤波方差、阻力和升力符合系数迅速收敛;预报弹道落点的精度与飞行弹道参数的测量时间和采样时间间隔有关,考虑到实时弹道预报方法的预报弹道落点精度和解算时间等,飞行弹道参数测量时间宜取6~8s,采样时间间隔宜在60~120ms范围内选取,为弹箭实现弹道修正提供了参考。     

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.     

基于GPS测量的弹道落点快速算法

将GPS接收机应用于弹道修正引信的关键技术之一是根据GPS测量的一部分弹道数据预测弹道的落点.文中采用正交多项式拟合弹道和误差补偿的方法预报弹道的落点,大大降低了预报落点的偏差,对GPS应用于弹道修正引信弹道的解算具有重要意义.     

基于改进粒子群算法的旋转弹气动系数快速辨识

为了准确、快速地辨识旋转弹主要气动系数,建立了一个基于改进粒子群算法的气动系数快速辨识模型。该辨识模型以四自由度修正质点弹道模型为基础,以最小标准欧几里德距离为辨识准则,利用弹丸自由飞行试验测得的速度和转速数据,可同时辨识出弹丸的零升阻力系数、升力系数导数、极阻尼力矩系数导数以及马格努斯力系数导数。利用某155 mm旋转弹仿真所得的弹道数据对提出的气动辨识模型进行验证。结果表明:与气动系数理论值相比,零升阻力系数、升力系数导数与极阻尼力矩系数辨识值的平均相对误差较小,当马赫数在0.8～1.25范围内马格努斯力系数导数相对误差约为30%～50%,但马赫数在1.25～2.7范围内其误差较大; 根据气动系数辨识值计算出的弹道数据与仿真弹道数据相比,射程在26 km时相差约为8 m,速度变化完全一致; 相比于标准粒子群算法,提出的改进粒子群算法具有更快的收敛速度。     

基于Matlab和iSIGHT的弹道曲线拟合方法

借助Matlab和iSIGHT软件平台强大的功能，优化不同时间点上阻力系数的修正系数，从而实现多管火箭弹系统（MLRS）速度曲线和弹道曲线的最优拟合．根据飞行力学方程，采用Matlab软件建立远程火箭弹的六自由度弹道仿真模型，解算理论弹道，得出实测弹道和理论弹道的偏差信息．采用在不同时间点增加阻力系数修正系数的方法拟台速度-时间曲线和位置-时间曲线．借助iSIGHT的优化设计功能，得到允许误差下的最优拟合结果．     

射角和初速对地面密集度的影响

影响火炮地面密集度的因素有初速散布、射角散布、弹道系数散布、偏流散布、纵风和横风散布.运用密集度计算公式,计算弹道系数C等于0.4、射角θ0等于45°时地面密集度随初速的变化;弹道系数C等于0.4、初速v0等于800 m·s-1时地面密集度随射角的变化.运用求误差比重的方法计算初速散布、射角散布、弹道系数散布、偏流散布、纵风散布和横风散布等占地面密集度的比重.根据计算结果分析地面密集度随射角和初速的变化规律,以及各因素占密集度的比重随射角和初速的变化规律,计算不同密集度下的首发命中概率.     

不同炮兵标准气象条件下决定射击诸元一致性分析

比较了国内炮兵标准气象条件和北约炮兵标准气象条件的气温和压力分布差异,计算了两种炮兵标准气象条件下的射程,导出了两种炮兵标准气象条件下弹道气象诸元偏差关系公式,通过算例分析了两种标准气象条件下的决定诸元的一致性。得到的结果为:尽管两种标准气象条件有差异,但两者弹道气象诸元的精确层权基本相同,气象诸元偏差修正系数基本相同,对北约标准的气压偏差为对国内标准的气压偏差加上同高程国内标准气压对北约标准的偏差,对北约标准气温偏差为国内标准的气温偏差加上相同弹道高下国内标准气温对北约标准气温的弹道温偏;两者弹道纵、横风基本相同,决定射击诸元具有一致性。     

在线弹道参数滤波与辨识方法分析

为解决基于雷达探测系统的一维弹道修正弹的快速在线弹道参数辨识及精度分析问题,针对阻力环体制的一维弹道修正弹,建立了适配于一维弹道修正弹的飞行控制弹道模型,并基于卡尔曼滤波理论建立了弹道滤波模型,给出了弹道预报的方法。结合扩展卡尔曼弹道滤波模型,计算分析了数据测量精度、基础阻力系数变化等因素对预报弹道落点的影响。研究结果表明:为了提高无控弹道和修正弹道的预报精度,应尽可能准确地获取全弹的阻力系数,并进行若干发炮射试验,通过反复调整预报-校正分段以确定出较佳弹道参数方差,来提高后续弹道预报精度。     

基于攻角修正系数的落点预测方法

针对四自由度模型中攻角解算精度不高导致落点预测精度低的问题,提出了基于攻角修正系数的落点预测方法。该方法以引入攻角修正系数的四自由度弹道模型为状态模型,卫星定位测量的位置、速度和磁传感器测量的转速为量测量构筑量测方程,采用扩展卡尔曼滤波估计攻角修正系数,然后基于攻角修正系数解算四自由度弹道模型预测弹丸落点。155mm底排弹最大射程仿真和外场试验数据验证结果表明,采用修正系数修正攻角预测落点能有效提高弹丸落点预测精度,预测CEP可达到20m,可推广应用于中大口径系列榴弹。     

弹道修正弹滚转角辨识系统模型与误差分析

建立了航用弹道修正弹滚转角辨识系统数学模型，利用向弹上引信装定的初始信息及磁阻传感器探测到的地磁信息，使用滚转角解算算法求出滚转角。对理想弹道条件下的误差进行分析并通过实例进行仿真，验证该滚转角辨识系统可有效辨识出弹体滚转角，在给定条件下能达到较高精度，误差基本在弹丸实际使用的允许范围之内。     

基于摄动理论的动态弹道偏差阈值修正方法

基于摄动落点偏差预测的弹道修正方法具有落点偏差计算精度高,弹上计算量小等优点。研究了基于该理论在二维弹道修正应用中相关的系列问题。基于多元函数的泰勒级数展开理论,推导了完整的摄动落点偏差预测理论模型。基于摄动偏差理论提出了一种修正步长自适应的射角诸元快速求解方法,一般循环解算弹道模型不超过3次即可得到落点误差不超过1 m的射角诸元。基于不同弹道位置上平均弹道误差,给出了偏导数求解中弹道偏差设置方法。提出了一种动态弹道偏差阈值修正方法,选用该方法进行弹道修正,平均弹道修正次数减少29.1%,而弹丸落点CEP增大不明显。     

固定鸭舵导引组件修正力模型改进及参数辨识

固定鸭舵双旋弹道修正弹通过调整固定鸭舵相位角控制修正力方向,从而改变弹体姿态,实现弹道修正。准确的导引组件修正力模型是提高修正弹修正精度的关键。本文在风洞试验基础上验证了数值计算的有效性。针对非零攻角下翼身干扰不对称现象,基于小扰动理论建立了基于4片舵片考虑翼身干扰的修正力模型。使用计算流体力学(CFD)所得数据,通过Levenberg-Marquardt算法对修正力模型进行参数辨识。辨识结果表明：基于4片舵片气动模型的y轴方向、z轴 方向修正力随相位角呈正弦规律变化;在给定马赫数情况下,所建立的气动模型弹头对舵片的干扰系数对攻角变化不敏感,干扰系数随攻角相对变化小于4.9%;所建立的修正力气动工程模型y轴 方向和z轴方向修正力的残差平方和比现有模型更小,头部修正组件的修正力模型与CFD计算结果吻合较好。     

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。     

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。     

弹箭高原阻力系数修正方法研究

为解决气动参数不准确导致的高原弹道计算精度低的问题,提出了一种基于数值计算和试验数据参数辨识相结合的弹箭高原阻力系数修正方法。在分析研究雷诺数变化对弹箭阻力系数影响机理的基础上,以某型榴弹为研究对象,通过气动流场数值计算和不同海拔射击试验阻力系数辨识计算,对比分析了不同海拔阻力特性的变化规律,建立了对应不同雷诺数的阻力系数修正计算模型。以平原阻力系数气动辨识结果为基础,通过不同海拔雷诺数的阻力系数修正,实现了较准确的弹箭高原阻力系数的获取。某型榴弹、某型火箭弹和某型迫弹试验验证结果表明,该修正方法获取的弹箭高原阻力系数更接近实际情况,弹道计算结果与射击试验结果吻合更好,相对传统计算方法,计算精度提高了2～6倍。该方法具有一定的通用性,研究成果对高原弹道仿真、编拟准确的高原射表提供了理论指导和技术支持。     

基于最优模糊系统的惯导测量弹道修正模型设计

针对惯导测量弹道数据存在累计误差的不足,基于最优模糊系统构建了惯导测量弹道修正模型.通过遥测弹道数据和高精度GNSS数据构造的输入-输出数据对进行模糊系统设计,以导弹飞行试验的高精度弹道数据和惯导测量数据作为学习目标和样本来训练模型,采用最近邻聚类法建立修正模型模糊规则库.以惯性高度修正为例,验证了该方法的有效性,补全...     

高挥发性液体传质速率机理和实验研究

为研究高挥发性液体传质速率计算方法,建立矩形风道,在风道中制造不同风速空气流,对103.9 mm液面直径的乙醚液面进行气体与液体（简称气液）传质质量损失的实验研究,分析不同温度对气液传质速率的影响。以实验结果为依据,根据麦克斯韦速率分布理论,结合Mackay等 ^［12］提出的低于沸点温度的气液传质速率计算模型进行量纲分析,提出新的温度修正项,对计算模型进行修正。液面实验结果表明：随着温度的降低,气液传质速率减小;随着风速的减小,气液传质速率减小。通过实验值与计算值的对比得到温度修正项系数为0.559,计算方法中给出气液传质速率与温度、风速0.78的次幂呈正比。为验证气液传质速率计算模型的准确性,进行液柱下流气液传质传热实验,使不同直径乙醚液柱通过2.0 m/s空气流,测量实验前后液体温度变化。根据修正后气液传质速率计算模型计算液柱下流过程中气液传质能量传递导致的温度变化情况,与实验结果进行对比。液柱下流实验结果表明：计算结果与实验测量值对比误差小于等于3.81%,修正后气液传质速率计算模型误差较小,计算精度高。     

考虑随机误差传递的高空风计算方法

针对现有高空气象探测雷达高空风计算方法中计算层间隔选取不完善的问题,提出了一种考虑测量随机误差传递的高空风计算方法。通过对高空风计算原理的分析,构建并简化了风速测量随机误差传递模型,由风速测量随机误差传递模型推导出秒数据滑动的动态计算层间隔计算公式,计算高空风风速和风向。利用该计算方法、59－701方法和1min 间隔方法分别对实际探测数据进行计算验证,结果表明该方法具有更好的数据处理精度。