弹丸转速的传感器测量方法

介绍了利用地磁、加速度、光电三种传感器测量弹丸转速的方法，分别适用于内弹道和外弹道转速测量，从而完成弹丸全弹道转速测量，并且分析了三种方法的具体应用。通过对某型火箭弹转速测量，证明三种方法均能满足总体要求。     

利用转速测试弹丸炮口速度的方法研究

介绍了一种利用转速测试弹丸炮口速度的方法。地磁传感器与测试电路安装在弹丸或引信里,当弹丸发射、地磁传感器的线圈随弹丸旋转时,线圈切割磁力线而产生周期性感应电动势。测试电路采集到感应电动势信号并存储于电路内部的存储器里。在实弹测试回收测试电路后读取存储器里的数据,可以得到弹丸在炮口处的转速值,结合火炮的炮口缠度可以计量或计算出弹丸在炮口的初速值。经过实弹测试验证,该测试方法可测量炮口处弹丸的速度。     

滑动弹带弹丸炮口转速的计算方法研究

针对线膛火炮发射的装滑动弹带尾翼稳定的弹丸，其炮口转速是由滑动弹带环所提供的摩擦力矩控制，分析确定了摩擦面位于弹带环与压螺之间的接触表面，提出了弹丸炮口转速的计算方法，计算结果与实际接近，可供线膛火炮发射装滑动弹带尾翼稳定的炮射导弹，炮射末制导炮弹以及弹丸的炮口转速设计计算使用。     

多普勒雷达测量弹丸转速的DDA法应用研究

针对旋转弹丸转速的测量,对底部刻槽弹丸的雷达(散射)截面积和转速进行了理论分析,给出了转速计算公式,运用现代谱估计的状态矢量空间直接数据近似方法代替传统的快速傅里叶变换算法,对回波信号进行了频谱估计,在不同信噪比下对其频谱估计能力进行了仿真计算和实验测试,给出了信噪比与测量误差之间的关系曲线.结果表明:在低信噪比的情况下,相比传统快速傅里叶变换算法,该高精度转速测量方法的测试精度明显提高.     

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.     

基于地磁场的弹丸炮口转速-速度测量方法

针对目前炮口转速的直接测量研究较少的问题,提出一种基于地磁场的新型炮口运动参数测量方法。该方法根据身管和弹丸铁磁性材料的聚磁效应及炮口地磁场的分布特征,在弹丸引信表面布设周向阵列均匀磁传感器,获取弹丸运动过程中地磁场的感应信息。对传感器运动路径上磁感应强度模值曲线进行一阶及二阶求导,得到两特征位置。利用弹丸旋转导致两位置阵列传感器周向拟合磁场表达式的相位变化,结合时间实现炮口转速的直接测量,根据转速和速度的特定函数关系可解算出炮口速度。利用有限元软件验证了方法的可行性,为实际测试系统的设计及应用提供了参考依据。     

滑动式塑料弹带的结构对弹丸转速的影响

通过试验与分析计算，研究了滑动式塑料弹带的主要结构与弹丸炮口转速的关系，为弹丸炮口转速设计提供了依据。     

不同口径旋转稳定弹丸的弹道相似原理研究

以旋转稳定弹丸为对象,推导了不同口径弹丸的弹道相似原理,得到了两弹在飞行时间、飞行速度、飞行距离、旋转速度和章动特性等弹道参数上的相似条件和相似关系。通过弹道仿真计算验证了本文提出的弹道相似原理及相似关系的精度。     

基于薄膜线圈的高自旋弹丸转速测试方法研究

针对高自旋弹丸的转速测试问题,基于高等动力学及电磁学原理推导了在任意空间转动运动中薄膜线圈的输出公式并进行了模拟仿真,研究了基于薄膜线圈输出信号相位信息的转速测试原理及半周期的确定方法,并进行了实弹测试,对薄膜线圈输出信号进行小波消噪后,通过本方法得到的转速曲线和遥测结果是一致的,说明文中的转速测试方式是行之有效的。     

高分辨率FFT及其在引信中的应用

该文对高分辨率 FFT 与普通 FFT 进行了比较,并对其技术原理进行了详细论述,在此基础上进行了计算机软件编程,并利用实例给出了高分辨率 FFT 与普通 FFT 的实际比较结果。在此基础上提出了高分辩率 FFT 在硬件上实现的设想。利用这些原理可望解决引信中 FFT 的实时应用,对提高引信设计水平具有实际意义。     

基于线圈式地磁传感器的高速旋转弹转速测试

针对高速旋转弹的转速高、在姿态参数测试中误差随时间积累较快的难点问题,采用基于薄膜线圈式地磁传感器的转速测试系统对某型号子母弹子弹进行了实弹测试．将获取的传感器实测数据经小波函数滤波降噪,平滑曲线,然后运用法拉第电磁感应原理进行处理,得到了子弹散射过程转速曲线,清晰展示了弹丸的全弹道转速运动规律,并与实弹测试时的遥测结果相吻合．     

高速旋转条件下的弹丸气动特性研究

为了能定量揭示弹丸旋转对马格努斯效应的影响,数值模拟了旋转弹丸在不同来流与转速条件下的流场分布,分析了马格努斯现象的产生机理,以及通过弹体表面压力分布分析了旋转对各气动力的影响,得知旋转对升阻力影响很小,可忽略不计; 得到了攻角、马赫数以及转速变化时马格努斯效应对弹丸表面压力分布的影响。结果表明,弹尾部是影响马格努斯效应的主要部位,小攻角情况下马格努斯力及力矩系数随攻角及转速呈线性变化,而随马赫数增大,旋转效应对弹丸影响越来越小。提出并验证了适用于小攻角、超声速情况下马格努斯力及力矩系数的经验公式,可为相关旋转弹丸的改进与设计提供指导。     

基于非正交磁传感器组合的旋转弹体横滚角测试

针对微惯性传感器测量误差随时间严重发散且量程不能满足旋转弹体横滚角测量的要求,采用磁传感器组合对旋转弹体的横滚角测量及工程可实现性进行了研究。对于不同角度、位置安装的磁传感器,给出了其敏感轴上的数学表达式,并且利用两个非正交安装的磁传感器输出的极值之比与俯仰角呈固定关系进行姿态角求解。分析了产生奇异的条件和使用磁传感器进行横滚角测量的可行性,并对传感器布阵方案及解算方法进行了半实物实验。实验结果表明,俯仰角和横滚角的解算误差基本控制在1°以内,此测量方案适用于偏航角变化不大的旋转弹体。     

基于双轴加速度传感器的外弹道转速实时测量方法

旋转弹外弹道自转角速度的实时测量是弹道修正引信弹道解算器设计的重要环节之一。弹丸转速基本检测方法是利用转速传感器,通过外测或遥测进行,尚无法对每发弹进行实时测量。提出了一种测量旋转弹外弹道自转角速度的方法。即利用双轴加速度传感器提取弹丸外弹道横向加速度采样信号的功率谱,结合DSP的数字滤波,对信号做256点FFT处理,得到一组(v-t的离散序列值。试验结果与理论分析相吻合,且能满足弹上解算的实时性要求。     

有翼导弹动态气动特性数值研究

为准确预测飞行器的机动特性,故开展其动态气动特性研究.应用非结构动网格技术建立了可模拟飞行器作周期性俯仰运动的强迫振荡法.选取NACA 0012翼型为研究对象对该方法进行验证,进而计算了有翼导弹Finner在各马赫数下的静、动导数,并分析了Finner导弹在不同减缩频率下的动态气动迟滞特性.结果表明,文中方法能够有效模拟有翼导弹在不同马赫数下的动态气动特性,结果正确可靠,具有较高的工程应用价值.     

基于遗传-最大似然方法高速旋转弹丸阻力系数辨识

为了进一步提高高速旋转弹丸气动参数辨识技术的精度,为射表编制、弹箭飞行控制技术等提供更加可靠的基础数据,对参数的可辨识性问题进行了理论上的定量分析,利用遗传-最大似然方法,通过弹丸空中自由飞行的速度数据对零升阻力系数进行了辨识。通过仿真实验对算法的精确性和可靠性进行了充分的验证。用该算法对实际飞行数据进行了处理,得到了较为精确的弹丸零阻系数,并应用于工程实际问题,分析了仿真实验和实际实验的数据。结果表明,该算法具有较高的数据辨识精度并能有效地解决实际工程问题。     

侧向支柱对高速旋转冲压增程弹用进气道影响的数值模拟

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对高速旋转含侧向支柱双锥外压轴对称冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟。通过数值模拟得到了对应于不同旋转角速度、不同侧向支柱形状以及不同来流攻角情况下,临界工况时超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构。当高速旋转进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则增大明显。随着转速和攻角的增大,进气道综合性能均有所降低。数值结果显示,采用菱形截面的侧向支柱形状的进气道性能最优。     

高转速弹丸姿态解算方法研究

针对传统利用三轴磁阻传感器测量姿态角的解算方法计算量大这一问题,根据常规高转速弹丸在飞行过程中偏转角变化小这一特点,提出了一种基于偏转角的计算方法,计算结果既保证了姿态角的解算精度,又减少了计算量,表明了此解算方法的可行性。     

基于离线预测控制的旋转尾翼稳定弹解耦控制器设计

低速旋转尾翼稳定弹飞行过程中存在着气动交联、惯性交联和控制交联,为了实现稳定飞行,有必要进行解耦控制器设计。鉴于模型预测控制方法虽然具有较好的解耦能力和对建模精度要求不高的优点,但存在计算量大的问题,为此提出一种基于指令滤波器的离线模型预测控制方法。通过离线求解控制参数阵和在线查表应用的方式,将大量计算工作转为离线进行,以满足实时控制需求。将指令状态和系统输出跟踪误差积分引入预测模型中,充分利用被控对象和指令模型的动态特性,使得离线求解的控制参数阵能够较好地应对指令信号的变化。基于旋转尾翼稳定弹姿态控制进行仿真,对算法的有效性进行了验证,结果表明所设计的控制器能够确保飞行指令的稳定跟踪。     

基于极化特征的旋转弹丸飞行姿态测量方法研究

火炮弹丸的体积小、过载高、速度快,测量其飞行姿态难度大,针对此问题,提出了一种利用测速雷达实现旋转弹丸飞行姿态测量的方法.该方法通过在弹丸底部刻槽使其回波具备比较明显的线极化特性,以回波调幅指数表示弹丸飞行姿态.根据底部刻槽弹丸的表面结构,通过数值计算建立姿态角与调幅指数的对应关系,从射击试验弹丸的回波中处理出调幅指数,进而构建姿态角方程,辅以弹丸角运动规律解算出弹丸的飞行姿态.仿真分析表明,该方法是有效的.