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惯导飞行段的符合是末制导炮弹射表编拟工作中的关键技术难题,通常编射表的对象都是无控弹,有控弹道符合问题是射表编拟首次遇到的课题。简要介绍了惯导飞行控制原理及惯导段弹道数学模型,确定了符合系数和符合对象,介绍了POWELL法和单纯形法的基本思路、方法,并进行了符合计算。通过利用符合结果计算的弹道三维坐标值和实测值比较,单纯形法效果较差,而POWELL法效果很好,不仅落点一致,而且惯导段弹道形状也吻合得非常好,充分说明基于POWELL法的惯导飞行段符合方法是有效可行的。此方法充分利用惯导段三维坐标测量信息校准弹道模型中较多的关键参数,在高价值制导弹药射表编拟方法研究中实现了突破。 相似文献
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针对垂直发射飞航式火箭助飞鱼雷,分析其在空中各阶段的受力和运动情况,建立相应的空中弹道模型,并对模型进行了仿真,分析了火箭助飞鱼雷总质量、助推发动机推力、巡航发动机推力变化对飞行时间的影响。仿真结果表明,所建立的模型符合火控弹道模型要求,而且文中所建立的模型简明直观,可用于垂直发射飞航式火箭助飞鱼雷的火控解算。 相似文献
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针对垂线偏差对弹道落点精度的影响,结合弹道飞行器质点动力学模型,系统分析了垂线偏差对发射坐标系、初始参数、飞行过程中受力、程序角控制基准、地心坐标系弹道参数等的影响机理,并建立了相应的数学模型。进一步,基于给定的弹道落点偏差计算方法,以某飞行弹道为例,定量给出了不同发射点大地纬度、不同发射方位角下垂线偏差引起的落点偏差。本文研究工作对提高弹道飞行器落点精度具有重要参考意义。 相似文献
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运载火箭试验靶场就是用于火箭发射试验的专门场区,包括陆域、海域、空域等。靶场安全问题比较复杂、涉及范围广,火箭进入外层空间前不允许穿越外国领域或必须保证距国境线有一定的安全距离,其残骸落区不允许在外国领域。在我国,受到国土范围限制,又要实现洲际运载火箭全程飞行试验的要求,实际中通常采取"高弹道"、"低弹道"等特殊弹道的飞行试验来代替全程飞行试验的策略。通过对两类特殊亚轨道飞行器的飞行试验火箭的弹道特点描述,开展射程控制分析,研究基于我国国境进行亚轨道飞行试验的靶场安全控制方法。射程控制,对于低弹道可以采用控制俯仰程序角速度方法,而对于高弹道可以采用控制俯仰程序角方法。 相似文献
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本文运用外弹道学知识提出了修正弹道偏差的虚拟密度法。应用该法能使一种火炮——火控系统能发射不同弹道系数的弹丸和用一种射表能查到不同弹道系数弹丸射击诸元成为可能。讨论的结果可直接用于现装备的火控系统和射表。 相似文献
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分析了某型外贸机空对地发射57-2航箭射导弹着点超前的基本原因,并从工程实践出发,提出了解决超前问题的新思路。其基本设想是在武器瞄准方程计算火箭弹道的初始条件中加入一个火箭爬升角增量和火箭虚拟速度增量,使计算弹道逼近实际弹道,避免了重新修正火箭阻力函数,重新计算弹道及弹道拟合的周期长、费用高的常规办法。进而在此基础上修改了平显软件。经验证试飞,获得满意结果。 相似文献
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应用牛顿迭代法实现了弹道导弹基本诸元的快速装订。推导了根据落点偏差求飞行程序角和发射方位角的牛顿迭代公式,设计了迭代算法,并给出了实际算例。考虑到迭代算法收敛速度与所给的迭代初值有一定的关系,提出了预先准备简易射表采用反插值算法为牛顿迭代法准备初值的方法,经计算表明可以大大减少迭代次数,从而实现标准弹道的快速设计。 相似文献
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根据滑翔增程炮弹的空气动力特性和飞行弹道特性,通过对滑翔弹道的理论分析,采用控制鸭舵技术,实现炮弹的增程。经过仿真优化可以得到最佳初始射角、助推发动机的最佳点火时间及作用时间、鸭舵的最佳展开时间以及控制系统进行飞行姿态控制所需的最佳摆动角曲线,理想情况下最优滑翔控制模型可使射程达到不进行滑翔控制时射程的1.5-2倍,所得结果对滑翔弹丸的气动力设计及控制系统设计具有一定的参考价值。 相似文献
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在分析地地弹道导弹射击弹道的基础上 ,建立了其落点计算的简化数学模型。针对某型号导弹飞行弹道仿真数据进行落点计算 ,结果与仿真结果一致 ,达到精度要求。 相似文献
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无人机单侧导弹发射后,无人机重量特性、重心位置、气动特性发生变化并同时产生附加的干扰力矩,无人机需要在控制系统作用下尽快恢复稳态飞行。通过在Matlab/Simulink中建立无人机六自由度非线性力学模型、控制系统模型、发动机模型、重力模型、标准大气模型、flight gear软件接口等,模拟仿真无人机单侧导弹发射过程,同时将仿真结果进行可视化视景输出,确保无人机系统平台在导弹发射过程中无人机能够很快恢复稳定姿态并按照预定轨迹飞行。视景模拟仿真结果表明:该无人机平台能够顺利完成导弹的安全发射。 相似文献
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脱壳弹的弹托分离过程对弹体的飞行稳定性和打击效能具有显著的影响。针对脱壳弹出膛后弹托相对弹体的六自由度运动过程,提出采用基于双目视觉原理的弹托分离角测量方法。通过在弹体表面和弹托表面设置标记点,采用图像处理和跟踪算法实现对标记点的识别和跟踪。结合双目空间标定参数解算出标记点的空间位置,进而获得弹托相对弹体的分离角度,同时采用实验验证了上述测量方法的精度,其精度达到2%。以实验室进行的初速度1 550 m/s和1 750 m/s的脱壳弹射击试验为例,测量并分析了不同初速度下的弹托分离轨迹。结果表明:脱壳弹分离初速度越快,弹托分离轨迹越靠近弹体。 相似文献