引信头锥摆动角对火箭弹气动特性及控制能力影响

针对低旋火箭弹在引信头锥摆动时改变了全弹的气动特性问题,进行了气动特性仿真,分析了引信头锥摆动角对火箭弹气动参数的影响,并利用气动仿真得到的数据进行控制能力的仿真,从而为弹道修正火箭弹设计提供依据。仿真结果表明:升力系数和俯仰力矩系数随引信头锥摆动角的增大都有显著的增大,且在稳定飞行时引信头锥摆动火箭弹的修正能力可以满足火箭弹二维弹道修正的要求。     

基于引信头锥摆动的弹道修正执行器设计

良好的执行器在弹道修正系统中不仅能够简化控制器的设计,降低功耗,而且能够有效提高弹道修正效率,因此,执行机构的设计也是进行弹道修正控制的一个重要环节。文中以一种尾翼微旋火箭弹为研究对象,在分析弹道修正系统对执行机构输出和响应时间要求的基础上,设计了一种适用引信头锥摆动的电机驱动和齿轮传动的执行机构,并提出一种驱动执行算法。     

基于乒乓舵的引信滚转角控制方法

针对二维弹道修正引信现有控制方法中存在二维修正引信与高旋弹体之间的耦合力矩大以及气动控制机构复杂问题,提出了二维弹道修正引信基于乒乓舵的引信滚转角控制方法。该方法通过对乒乓舵进行线性化,采用角速率环比例控制和角位置环比例积分控制这种乒乓舵PID控制器产生所需滚转控制力矩,实现对二维弹道修正引信的滚转角控制。仿真和试验结果表明,基于乒乓舵可对引信滚转角进行有效的控制,误差均方差小于8°。     

固定翼二维弹道修正引信升力翼面位置的影响

固定翼二维弹道修正引信研究需要了解翼面之间的气动干扰。鉴于查不到相关文献,采用流场计算中广泛使用的数值模拟方法,计算引信及翼面的气动参数和修正弹的流场分布。计算结果表明,在固定翼二维弹道修正引信翼面尺寸和安装角度不变的前提下,随着升力翼面安装位置的前移,固定翼二维弹道修正引信的导转力矩、导转翼面的阻力和导转力矩以及升力翼面的阻力和升力均有所增加,而对导转翼面升力的影响较小;在跨音速时,引信及翼面的气动参数均变化较大。     

基于平衡力矩法的二维弹道修正引信摩擦力矩测试方法

针对目前文献未披露二维弹道修正引信摩擦力矩测试方法,仅是在选取的特定条件下对轴承摩擦力矩进行测试,不能满足轴承在二维弹道修正引信中作用时高过载、高转速的工况要求,无法得到轴承在二维弹道修正引信全寿命周期摩擦力矩值的问题,提出了基于平衡力矩法的二维弹道修正引信摩擦力矩测试方法。该方法考虑了轴承装配、高转速和高过载对摩擦力矩的影响,将轴承装配在二维弹道修正引信中,使用马歇特锤和高速转台分别模拟引信高过载和高转速的环境,通过所设计的装置实现摩擦力矩测试。试验验证表明,该方法可有效测得不同转速、经受轴向和径向高过载后二维弹道修正引信摩擦力矩值,测试操作性强,测量条件范围广。由数据分析可知转速和径向过载对二维弹道修正引信摩擦力矩值影响较大,轴向过载对摩擦力矩值影响并不明显。与理论计算值相比,结果更加符合实际,接近真实值。     

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.     

一种导航式二维弹道修正引信的设计和关键技术分析

在分析国内外二维弹道修正技术的研究现状基础上，提出了一种导航式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，如基于GPS／MIMU组合导航技术、基于鸭舵的修正控制技术、旋转稳定弹的引信模块减旋技术等以及系统设计建模与仿真方法进行了分析。对二维弹道修正引信技术研究具有参考价值。     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑.该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算.计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于1...     

固定翼二维弹道修正引信的弹簧翼改进方法

针对二维弹道修正引信固定翼修正方法存在的修正能力和射程损失量对升力翼面倾角需求相矛盾问题,提出了固定翼二维弹道修正引信的弹簧翼改进方法。该方法继承了固定翼二维弹道修正引信的设计理念,而仅将固定翼换为弹簧翼,利用迎面气流的变化使升力翼面倾角自适应调整,在出炮口时倾角最小,而在修正段倾角最大。仿真结果表明,与固定翼修正方法相比,在修正能力相同的情况下,弹簧翼修正方法可以减小射程损失量;在射程损失量相同的情况下,弹簧翼修正方法可获得大的修正能力。     

基于变结构控制的引信滚转角控制方法

针对现有二维弹道修正引信滚转角控制方法存在模型依赖性强、工程可实现性差问题,提出了基于变结构控制的引信滚转角控制方法。该方法建立了描述二维弹道修正引信滚转角运动的状态空间描述,通过选取了切换平面以及合适的趋近律,设计了二维弹道修正引信滚转角的变结构控制器,同时保证了控制系统的稳定性,并显示出较强的抗干扰能力。理论分析与仿真验证表明,基于变结构控制的引信滚转角控制方法与传统的双闭环PID控制相比,控制系统对干扰具有强鲁棒性,且控制精度更高。     

高原环境下电子时间引信炸点控制修正方法

针对海拔高度变化对电子时间引信炸点精度有重要影响的问题,提出了一种电子时间引信作用时间对高原环境的自适应修正方法。该方法利用引信作用时间改变量随海拔高度的变化关系,得出不同射程时的海拔修正系数,进而修正引信的装定时间。以80 mm火箭弹为例,仿真实验表明,在利用该文修正方法修正后,不同海拔处的引信炸点位置精度在全射程范围内均小于2 m; 而不修正时,在海拔高度为4 750 m,打击400 m目标时,引信炸点误差可达22 m。该研究结果对平原射表的高原应用有很重要的意义,使电子时间引信在高原的炸点精度得到提高。     

弹丸头锥上对称配置的S波段微带天线阵

针对以前传统的微带共形阵在弹道修正弹和遥测等应用平台上安装困难及抗高过载的问题,提出了一种弹丸头锥上对称配置的S波段微带天线阵。该微带天线阵采用天线单元与微带功分器分离的形式,两个天线单元介质基片焊接在23 mm×30 mm的钢片上,用螺钉固定在头锥上铣削出的小平面上,在头锥两侧对称布置。微带功分器放置在锥体内部,天线单元通过背馈方式与微带功分器连接,进行等幅同相馈电。仿真、测试与试验表明:S波段弹丸头锥上对称配置的抗高过载微带天线阵性能指标优良、安装工艺简单且具有抗高过载能力,该研究成果可应用于各种尺寸的遥测和弹道修正弹的弹载共形微带天线阵设计。     

一维弹道修正引信阻尼弹道系数的优化与仿真

分析了影响一维弹道修正引信阻尼弹道系数选取的主要因素,提出了弹道解算时间和最大射程修正量的确定是选取最佳阻尼弹道系数的前提.基于最佳阻尼弹道系数确定方法,对其选取过程进行了仿真.     

火箭弹弹头引信空气附面层热特性数值仿真研究

飞行气动热对弹头引信可靠性影响极大。建立了弹头引信空气附面层计算模型,借助有限元分析方法,充分考虑引信内部不同材料特性,建立相关数学模型。采用软件进行仿真。其结果达到了较高的精度,为弹头引信的热管理奠定了基础。     

一维弹道修正引信阻尼弹道系数的优化与仿真

首先分析了影响一维弹道修正引信阻尼弹道系数选取的主要因素，提出了弹道解算时间和最大射程修正量的确定是计算最佳阻尼弹道系数的前提。最大射程修正量与射程扩展量相关联，在充分考虑射击诸元散布、修正前距离散布和修正后距离散布的基础上，提出了确定射程扩展量和最大射程修正量的基本公式，基于最佳阻尼弹道5纱数确定方法，给出了阻尼弹道第数仿真程序流程图，并列出了对某型号炮弹道进行仿真的计算结果。     

弹道修正引信鸭舵空气动力学设计和仿真

在分析了现有弹道修正技术的前提下,提出了一种新型的弹道修正技术,即鸭舵的空气动力修正技术,并且根据空气动力学原理设计了出了一种用于某迫弹弹道修正的鸭舵,给出了设计依据及原则,最后利用空气动力学仿真软件对设计进行了验证,从而证明了设计.     

一维弹道修正引信阻尼修正机构(DCM)的改进设计与仿真

在深入分析一维弹道修正引信三圆片阻尼修正机构（DCM）设计中不足的基础上，提出DCM改进设计的指导思想并进行了具体的改进设计，新设计的DCM克服了原DCM中的问题。通过仿真，验证了新的DCM的可行性，阻尼片能够可靠展开到位，阻尼片展开的时间为16．4ms。这将为一维弹道修正引信的进一步工程设计和试验奠定了良好的基础。     

基于误差模型和扰动量辨识的射程修正方法

建立了理想姿态控制下的射程误差模型,研究了射程误差模型的物理本质、泛函表达形式及射程预测精度.理论分析结果表明,射程偏差和主动段终点参数都是扰动因素的函数,射程预测过程实际上是先利用弹道观测参数辨识扰动因素,再由扰动因素对射程进行预测的过程,得出射程预测精度取决于对射程扰动量辨识精度的结论.提出了一种基于扰动量辨识和误差模型的射程修正方法,获得了良好的仿真效果.     

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.