考虑异面交会因素的调炮精度数据处理方法

针对用双经纬仪检测调炮精度时2台经纬仪视轴可能是异面交会的问题,提出了一种新的数据处理方法。通过2台经纬仪观测目标点的方位角、俯仰角和基线长度,解算出2台经纬仪视轴的异面直线方程;在公垂线上估计目标点的位置;用目标估计点的坐标解算出身管指向角。估计目标点位置时,综合考虑了经纬仪测角精度和经纬仪到目标点距离的影响。采用蒙特卡洛方法模拟结果表明:与传统方法相比,新方法的身管指向精度至少提高了3%,特别是在经纬仪测角精度相同时,身管指向精度在高低方向甚至能提高23%以上;与公垂线中点法相比,即便是经纬仪测角精度相同,新方法的身管指向精度在方位和高低方向上分别提高了0.3%和2.9%以上。模拟结果验证了该数据处理方法的可行性和有效性。     

应用分块三次多项式的导引头测角精度标定

为减小和消除零件机械加工、装调及传感器误差等对某激光捷联导引头测角精度的影响,提出应用分块三次多项式的导引头测角误差标定方法。根据各项系统误差特点,同时考虑实验过程中随机误差对标定的影响,采用分块三次多项式分别建立探测器输出俯仰角、偏航角到实际指向矢量俯仰角、偏航角的映射关系,实现了测角误差标定。研究结果表明：标定后俯仰角和偏航角误差均值分别由原来的0.136 0°、0.336 4°降至0.004 7°、0.001 5°,标准差也分别由原来的0.382 0°、 0.375 2°降至0.026 9°、0.022 7°;该标定方法在导引头工作视场内具有较高的精度和良好的一致性,且避免了构造复杂的数学模型进行参数识别,简便易行,可推广至类似系统的误差标定工作中。     

多约束条件下反演滑模制导律设计

为了实现最佳毁伤效应,导弹一般同时要求具有较高的制导精度和与战斗部相匹配的落角.基于导弹末端视线角速度和落角多约束条件,文中结合滑模变结构控制和反演法设计了一种反演滑模制导律.建立了导弹与目标相对运动方程和末端视线角速度及落角多约束下的线性化模型,采用反演滑模设计方法设计了制导律,最后进行了六自由度数字仿真,结果表明该制导律能有效实现期望落角和中靶精度,满足设计要求.     

基于时空域数据融合的高精度炸点定位技术

为了提高低帧频光电经纬仪对引信作用点坐标的测试精度,文中提出了一种利用引信作用时间数据和光电经纬仪测角数据融合处理的目标空间指向角测试技术。数据分析表明:相对单一低帧频光电经纬仪的测量结果,该方法能大幅度提高目标空间指向角的测试精度。因此,该方法的应用能有效提高引信作用点坐标测试精度。     

一种双通道雷达接收机的测角技术

介绍一种双通道雷达接收机的单脉冲测角技术。通过微波调制和叠加将单脉冲天线输出的"和"(Σ)信号、"高低差"(E)信号与"方位差"(A)信号合成为"和+差"(Σ+Δ)微波信号和"和-差"(Σ-Δ)微波信号,使系统能用两个中频放大通道来处理目标的角信息。文章从测角的原理出发,详尽地描述了该测角系统的测角解算过程和方法,最终得出在+字坐标和×型坐标下,目标偏离雷达天线纵轴的俯仰角误差电压和偏航角误差电压。     

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。     

天线任意位置时天线罩入射角的计算方法

该文推导了天线在不同偏航角（ψ）和俯仰角（θ）的情况下，计算天线孔径面射线通过天线罩罩壁时入射角的方法。入射角的计算结果将为分析、设计天线罩和建立导弹控制回路数学模型提供非常重要的数据。     

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。     

多面交会姿态测量方法研究

因测角误差、大气折射、判读误差等因素的影响,面面交会法计算的姿态角存在一定的误差,面面交会角较小时,甚至是错误的.文中通过判读获得空间目标在多台光电经纬仪靶面的方向矢量,建立非线性误差模型,并结合最小二乘法与L-M迭代法求解目标在空间的方向矢量,进而获得目标的姿态角.该方法可减少因面与面夹角较小带来误差或错误,计算精度较高.     

基于空间坐标解算的火炮调炮精度检测方法研究

针对火炮调炮精度检测方法中存在的不足，提出了一种利用双经纬仪和计算机组成测量系统进行火炮调炮精度检测的新方法。通过建立测量系统的数学模型，得出了坐标系内任意点的坐标计算公式。在此基础上，结合火炮瞄准装置校准过程的相应情况推导出了火炮实际调炮角度的解算模型。该解算模型只需2台经纬仪同时测出炮身轴线上2个设定点在调炮前后的方位角和高低角，通过计算就可得出其实际调炮角度。以此为基础的调炮精度检测方法能提高火炮调炮精度检测的快速化、准确化和自动化。     

枪械瞄准角变化量三维坐标测试方法与仿真

为完成枪械瞄准角变化量测试,提出一种新的高精度枪械瞄准角测试方法。在三维坐标测量机上,选取枪械身管上某一位置作为原点建立坐标系测试瞄准角,解决了传统方法中用平板和调整夹为枪械定位耗时长、精度低的问题。分析了新方法和传统方法的测试原理,经测试误差公式推导发现新方法在理论上累积测试误差更小。通过 SolidWorks 建立枪管仿真模型导入 ANSYS 划分网格后,将实际试验中测试数据的平均值作为载荷施加于仿真模型上,进行仿真分析,确立了在三维坐标测量机中以枪械身管建立坐标系的原点选取。在验证性试验中,拟合实际测试结果数据发现具有很高的一致性。试验结果表明：新方法在枪械瞄准角实际测试中操作方法简单、精度高,满足枪械瞄准角变化量测试要求。     

小视场导弹弹道中末段交接班问题分析

针对小视场导弹的特点．首先提出了小视场导弹弹道中末段交接班条件；建立了影响交接班的弹目位置误差模型；由导引头捕获域建模计算表明．捕获域能够包容弹目极限位置误差；最后利用一阶平滑法保证中末段弹道平滑过渡。     

带有落角约束的间接Gauss伪谱最优制导律

针对带有落角约束的末制导问题,提出了一种基于极小值原理和Gauss伪谱法的最优制导律。以期望落角方向为坐标轴定义了落角坐标系,并在其中建立了线性化的导引运动关系方程。将控制系统简化为1阶惯性环节,利用极小值原理得到正则方程,然后引入Gauss伪谱法进行离散,将其转化为代数方程,结合边界条件,推导出最优制导律的解析表达式,无需任何积分过程,避免了求解黎卡提微分方程。仿真结果表明,所提出的算法运算量小,计算效率高,同时也能方便地求解出复杂加权矩阵下的最优制导律,能够在满足落角约束的条件下更快地收敛到落角参考线,并且具有更小的末端需用过载。     

带初始前置角和末端攻击角约束的偏置比例导引律设计以及剩余飞行时间估计

针对导弹飞行过程中受到外部干扰导致前置角变化较大的问题,设计了满足任意初始前置角和末端攻击角度约束的偏置比例导引律,并对该导引律下系统参数的收敛性给出了证明。基于现有分段迭代求解剩余飞行时间的方法进行拓展,解决了现有分段迭代求解方法在前置角等于π/2 rad时存在奇点的问题,并用该改进方法给出了该导引律的剩余飞行时间估计。对提出的导引律和改进的分段迭代求解方法进行仿真,结果表明：该导引律能够满足任意初始前置角和末端攻击角度约束下导弹的脱靶量和末端角度要求,且在飞行末端加速度指令收敛至0;与以往研究结果相比,该导引律在前置角大于π/2 rad时能够实现对导弹的更有效控制;使用改进的分段迭代求解方法对提出的导引律进行剩余飞行时间估计,估计误差小,误差收敛快。仿真结果验证了该偏置比例导引律和剩余飞行时间估算方法的有效性。     

OTSU阈值改进及其在俯仰角测试中的应用

为了提取弹体飞行状态图像的边缘进而解算俯仰角,采用图像二值化、轮廓结构形态滤波对图像进行预处理.在利用OSTU进行图像二值化时,提出了根据高斯分布的"3δ"特性进行阈值提取的改进.在获得飞行弹体边缘轮廓的基础上,基于骨架提取中轴线法,采用坐标变换重构弹体在三维空间的真实轴线方程来解算俯仰角.边缘检测及俯仰角测试实例表明,该检测方法能够从含有噪声的图像中获得较好的图像边缘,可实现飞行弹体俯仰角的高精度解算.     

迎角对导弹初始弹射弹道的影响

针对导弹发射的机弹分离过程存在较大不稳定性问题,通过求解流体动力学方程组和刚体六自由度运动方程,仿真分析了迎角对空空导弹初始弹射弹道的影响。参照美国阿诺德工程发展中心开展的一项使用标准机翼/挂架/带舵外挂物模型的捕获轨迹法试验,建立了相似的几何仿真模型并进行了数值计算。通过数值计算结果与文献［29］中风洞试验结果进行对比分析,验证了数值计算方法的可行性;采用该方法计算和分析了四代战机在不同迎角下内埋弹射空空导弹的初始弹道。结果表明：在超声速条件下,迎角变化对导弹初始弹射阶段的六自由度运动有明显的影响;随着迎角的增大,导弹俯仰运动更剧烈、横滚角度更大、偏航角度更小,机弹分离的速度明显下降、分离的安全性逐渐降低。     

最佳起爆角控制的滤波算法应用研究

针对一类波束控制起爆的引战系统,讨论了基于α-β滤波算法对导引头测量信息进行数据处理和最小二乘自适应滤波算法对预测起爆角进行二次滤波平滑的方法.从仿真结果分析,α-β滤波后得到的起爆参数可以满足精度要求,但对交会条件以及测量信息的精度等要求较高,对其用最小二乘滤波算法进行二次滤波平滑后,起爆角估计精度得到明显提高.     

基于 C++ builder 的靶场试验相对坐标转换

针对常规武器系统靶场试验中出现的相对坐标转换的需求,提出一种两点间相对位置关系的坐标转换方法.该方法首先建立了两点经纬度转化为相对角度距离的数学模型,然后在此基础上分析了已知武器系统大地坐标和目标相对武器系统角度距离的情况下,通过迭代法解目标大地坐标的数学模型,并采用C++builder编制程序实现转换的自动化和批量化,最后通过大地测量成果点进行数据转换精度的验证.结果表明:该方法计算准确度高,运算速度快,可以解决靶场试验中相对坐标转换问题.     

风洞试验模型姿态精确计算

针对传统姿态角计算存在计算复杂和不准确的问题,根据理论和工程实践方法,建立向量角度坐标系, 给出不同飞行姿态坐标系之间的变换与角度定义关系,能够精确计算出对应坐标系姿态角大小,并判定其方向,尤 其在通道耦合计算时,使得坐标系间的姿态角计算只跟角度有关系,而跟坐标系变化次序没有关系。结果表明：该 方法能简化计算过程,解决风洞实验和飞行器运动过程中姿态角求解复杂、误差大的问题。     

驾束制导炮射导弹火炮发射角设计

为了减小驾束制导炮射导弹导入段偏差,使导弹启控时尽量靠近波束中心,必须合理设计火炮发射角。结合驾束制导的主要特点,首先分析了发射角设计的要求;并在一定的假设条件和约束条件下,针对该设计要求,利用导弹质心运动学方程和动力学方程,推导出了驾束制导炮射导弹发射角的计算公式;最后利用某驾束制导炮射导弹弹道模型进行了仿真,仿真结果验证了该计算公式的准确度很高。利用该计算方法所确定的发射角范围能够满足导弹导入段的要求,且计算简便。