弹道修正弹药的关键技术和发展趋势

对近年来国外弹道修正弹药的发展特点和趋势进行了详尽的分析和总结, 阐述了弹道修正弹药的工作原理和应用价值, 并对其中关键的探测和修正技术, 如GPS技术和惯性导航技术等进行了分析.     

基于PSD的弹道修正弹初始对准方法研究

弹道修正炮弹在进行导航控制之前,需要装定初始导航数据.本文基于双矢量确定姿态的一般原理,利用PSD光学敏感器系统测量弹丸飞行姿态,推导出载体坐标系和导航坐标系之间的转换矩阵.仿真结果表明,利用这种方法实现的初始对准过程速度快,能够有效地解决弹道修正弹的初始对准问题.     

引信系统的弹道修正功能

研究了引信系统对无控弹药飞行弹道进行修正的功能，并分析和探讨了实现弹道修正的技术途径。最后通过数字仿真，说明了采用引信系统对飞行弹道进行修正是提高弹药命中概率的一种十分有效的方法。     

弹道修正引信的无陀螺捷联惯性导航方法

首先分析了加速度计组合测量载体线加速度和角速度的原理。进而讨论了针对火箭炮或身管火炮的捷联惯性导航原理。最后给出了无陀螺捷联惯性导航系统的框图。     

一种新的弹道修正弹初始对准方法研究

针对弹丸出炮口后的姿态装定问题,引入了分段线性定常系统PWCS(piece-wise constant system)理论方法,推导了在近程弹道修正弹条件下载体坐标系下姿态角误差与速度误差之间的关系,结合卡尔曼滤波,解决了弹道修正弹的初始对准问题,仿真结果表明,对准过程速度快,时间短,精度也满足要求.     

遥控指令弹道修正弹外弹道最优预测模型

根据遥控指令弹道修正弹的外弹道数据特点，在广义Kalman数据估计的基础上，提出了一种基于弹道扰动噪声估计的弹道修正弹外弹道最优预测模型。该方法摆脱了对于弹道状态方程中发射前扰动噪声数据的依赖，避免了由于扰动噪声非实时性估计而产生的计算误差。文中把弹道扰动噪声分为常值噪声和均值为零的高斯白噪声，并对噪声估计的准确性进行了详细的定量分析。根据对遥控指令弹的观测段弹道扰动噪声估计的结果，改进了观测段的弹道估计算法，降低了计算量，提高了非观测段弹道预测的精度。仿真计算结果验证了文中模型的正确性。     

一种惯导系统在机动转弯条件下的空中修正技术方案

提出了一种惯导系统在载机机动转弯情况下的空中修正技术方案，介绍了方案原理、数学模型、软件设计以及工程应用中需要解决的问题、试验目的及内容等。     

弹道修正火箭弹修正系统精度分析

论述了弹道修正系统的主要误差因素及其散布,详细地分析了各误差独立作用时和综合作用时对弹道修正系统精度的影响。分析表明:各误差量值不同,对火箭弹精度的影响也不同,全面降低各误差的量值,可以提高弹道修正系统的精度。精度分析为确定弹道修正系统的修正能力提供了依据。     

弹道修正弹模糊自适应PID控制器设计

弹道修正弹是一种在头部安装修正引信的低成本、高精度、远射程的精确打击弹药,它在飞行过程中可以通过实时控制提高命中率;介绍了修正弹修正方式,建立了弹体动力学模型,应用模糊控制与传统PID控制理论相结合的方法,设计了控制器并对弹道特征点俯仰通道进行仿真,结果表明模糊自适应PID控制器能够适应弹道修正引信,且比传统PID控制器有更好的控制效果。     

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。     

基于逆向导航算法的捷联式惯性导航系统改进优化对准方法

快速性和精度是捷联式惯性导航系统动基座初始对准的重要指标。优化对准方法（OAM）在短时间内难以获取足够多的观测信息,导致对准性能降低。针对此问题,提出一种基于逆向导航算法的改进动基座初始粗对准（IMCA）方法。通过逆向导航算法对存储的陀螺仪和加速度计数据进行虚拟延长并加以反复利用,扩展积分区间长度,以构建新的观测矢量、实现对准精度的提升。推导了载体坐标系下的OAM,分析了观测矢量包含的信息量对姿态确定精度的影响。基于车载实测数据,分别利用OAM和IMCA方法进行动基座初始对准试验,结果表明：相比于OAM,IMCA方法可在相同条件下实现更高精度的初始对准;IMCA方法应用在载体坐标系下动基座初始对准中是可行、有效的。     

捷联式惯导系统动态误差分析

根据捷联式惯性导航系统误差方程,分析了载体运动状态下系统的动态误差特性,并讨论了陀螺漂移、加速度计零位误差及初始误差对系统误差的作用。仿真数据由轨迹发生器产生,与以往的仿真方法相比,此方法接近实际情况,更能全面分析系统动态误差特性。     

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。     

多导弹协同惯性导航系统误差修正及精度分析

针对飞航导弹的惯性导航系统（INS）单独使用时存在位置和速度估计误差发散的问题,在不需要弹目距离信息或高度表信息或空速管信息的前提下,提出了一种基于INS信息、前视装置提供的导弹相对于已知地标的视线角和视线角速率信息及通过弹载数据链获得的各枚导弹之间的一维相对距离信息的多导弹（不少于3枚）协同INS误差修正方法。在此基础上,分析了参与协同误差修正的各枚弹相对于地标的几何构形对INS误差修正精度的影响,推导得到了水平精度因子（HDOP）和高程精度因子（VDOP）. 最后仿真验证了该方法的有效性和结论的正确性。     

捷联式惯导系统在自行火炮上的应用

基于捷联式惯导系统的自行火炮火控系统结构简单、成本低、可靠性高,且可采用一次调炮,调炮速度快、直观、精度高,减少了火控系统反应时间。惯导系统的安装工艺简单、测量直接,减少了误差环节。与平台式惯导系统相比,捷联式惯导系统的尺寸和质量大为减少、可靠性高。随着计算技术的发展和捷联式系统用光纤陀螺和激光陀螺的性价比的提高,捷联式惯导系统在自行火炮火控系统中将越来越多的得到应用。     

捷联惯导/高度计组合导航数字仿真系统设计与实现

在实验室或者外场进行制导武器半实物仿真实验的时候,捷联惯导系统通常不参与或者只是部分参与,分析了组合导航系统的功能和流程,给出了仿真系统的框架、流程和实现,论述了仿真系统的接口定义、通信协议、信息流程、工作流程;最后结合某型号的实验任务在实验室利用通用PC机实现了捷联惯导/高度计组合导航系统的仿真系统,仿真结果验证了所设计的系统能够完成组合导航系统的所有功能。     

捷联式微惯性导航系统的标定方法

设计了微惯性导航单元（MINU）结构。采用翻滚法和转台法，建立数学模型，分别标定加速度计和陀螺的零位偏差、标度因子及安装角误差。提出一种基于虚拟噪声的现场最优标定方法，运用卡尔曼滤波技术估计并补偿加速度计和陀螺零偏。实验室静态实验和车载实验结果均证明了上述方法的正确性和可行性，并且快速、易于实现，能有效提高导航精度，适用于短时间、低中精度导航系统。     

惯性导航技术的发展及其应用

惯性导航技术,通过陀螺和加速度计测量载体的角速率和加速度信息,经积分运算得到载体的速度和位置信息.包括平台式惯导系统和捷联惯导系统.平台式惯导系统将陀螺通过平台稳定回路控制平台跟踪导航坐标系在惯性空间的角速度.捷联惯导系统利用相对导航坐标系角速度计算姿态矩阵,把雷体坐标系轴向加速度信息转换到导航坐标系轴向并进行导航计算.该技术的发展和应用趋势,以惯性导航和GPS卫星导航的组合导航最为典型.     

三轴旋转惯性导航系统的旋转控制建模研究

为了减小载体运动对于旋转惯性导航系统误差调制作用的影响,建立三轴旋转惯性导航系统在隔离载体运动条件下的控制模型。基于三轴框架结构定义合理的坐标系,分析载体运动在三轴框架中的传递过程,建立载体运动与周期性旋转惯性测量单元运动之间的数学解析关系。在此基础上,根据欧拉动力学方程,建立三轴框架运动与电机力矩、载体运动之间的动力学模型。联合载体运动传递过程和动力学模型,建立三轴旋转惯性导航系统在隔离载体运动条件下的控制模型,得到了载体运动过程中外环轴上的转动惯量随俯仰角而实时变化的解析形式。仿真和实际实验验证了理论分析结果,可为旋转控制算法设计提供理论参考。