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1.
针对雷达测试远程飞行试验获取的外弹道数据在转换至炮位发射坐标系过程中,事后数据处理结果落点距离偏差较大的问题,提出了一种基于空间三维欧拉角的弹道数据处理方法,该方法估计雷达发射坐标系旋转至炮位发射坐标系的空间三维欧拉角,对雷达发射坐标系进行三轴方向的旋转,使其与炮位发射坐标系三轴指向在空间上方向一致,然后再进行坐标系平移,得到包含地球曲率因素的炮位发射坐标系数据处理结果。将该弹道数据处理方法得到的弹道落点,以及传统平移处理方法得到的弹道落点与真实落点的距离偏差分布情况进行对比分析,结果表明:基于空间三维欧拉角的数据处理落点偏差更小,落点数据精度更高,平均偏差缩小百分比达48.9%。本研究对于弹体的寻找、销毁与回收具有十分重要意义。 相似文献
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根据弹道修正弹阻力板的展开控制对于射程偏差预测要求的实时性,提出基于摄动原理的射程偏差预测算法.为解决阻力板修正能力在线计算数据量大的问题,提出在弹载计算机上装定阻力板修正能力表格的方法,给出发射前计算修正能力表格的过程和飞行中使用修正能力表格的步骤,提出阻力板展开时机的优化判断条件,并采用该方法对某型弹道修正火箭弹射程修正控制进行仿真试验和飞行试验.仿真试验结果表明,当目标射程为33 565.4m时,经修正后火箭弹的射程偏差能控制在20m以内;飞行试验结果表明,弹道修正火箭弹的射程偏差实测为24m,射程精度得到明显提高. 相似文献
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贾沛然 《国防科技大学学报》1983,(1):39-54
本文讨论垂线偏差对弹道导弹命中精度的影响。首先,通过导弹主动段飞行中垂线偏差影响的分析,获得关机点条件的摄动。然后,通过对脱靶系数的分析,得出结论:必须用考虑地球旋转的关机点参数来计算脱靶系数。文章导出利用不考虑地球旋转的关机点参数求取考虑地球旋转关机点参数的解析表达式。利用这个解析结果,可以计算在任意发射条件下的关机点参数,而无需去积分微分方程组,用这些关机点参数即可计算脱靶系数。就本文提供的方法与直接积分弹道方程的计算结果而言,脱靶量的相对误差小于2%,绝对误差约为30米。最后,本文给出全程制导下计算垂线偏差的脱靶量的表达式,并对惯性制导修正脱靶量的方法进行了讨论。 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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针对已知目标点坐标和射程射向情况下的发射点坐标精确计算问题,提出一种基于迭代误差补偿的非典型大地主题正解方法.该方法利用发射点方位角粗略计算目标点方位角,并调用大地主题正解方法,计算初始的发射点坐标和发射点方位角,将已知的发射点方位角和计算得到的发射点方位角之间的偏差作为负反馈,用于修正目标点方位角,通过迭代求解的方式得到发射点坐标.通过利用大地主题解算方式对非典型大地主题正解方法进行检验,得出发射点与目标点坐标之间的方位角偏差为10-7°,计算精度满足工程应用中的发射点坐标误差要求,能够用于军事指挥信息系统中发射点精确计算. 相似文献
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基于目标飞行器与追踪飞行器交会对接这一应用背景,对于追踪飞行器上交会雷达对目标飞行器的原始测量信息(斜距、方位角、俯仰角,甚至径向速度),通过建立适当的目标模型以及观测方程,很好地对2个飞行器的非线性相对运动规律、追踪飞行器绕地球高动态旋转特性、追踪飞行器姿态偏差进行了补偿或修正,实现了最优估计,并通过仿真进行了验证。 相似文献
9.
在弹道导弹攻防对抗仿真研究中,弹道导弹作为攻击方,其弹道的精确性对导弹攻防对抗仿真的最终结果有着重要的影响。地球旋转是影响弹道导弹弹道精度的重要因素,通过运用简化公式对地球旋转对弹道导弹精度的影响进行了计算。研究表明,对射程大于500 km的弹道导弹在预测弹道及落点时应考虑地球旋转的影响,否则将会带来较大的误差。 相似文献
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为研究非标准条件下高速旋转弹丸的刚体外弹道性能,基于坐标变换理论建立了地球曲率影响下的外弹道数学模型,分析了自然风对弹丸气动力及气动力矩的作用,并在考虑气温气压及重力加速度变化的基础上得到了非标准条件下旋转弹丸的刚体外弹道模型。利用该模型对某105mm榴弹外弹道进行仿真,结果表明:地球曲率引起旋转弹丸外弹道性能参数值少量增加,且增加量随弹丸射程的增大而增加,验证了自然风对弹丸动态稳定性有较大影响,进而影响弹丸的各弹道参数的结论。 相似文献
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一维弹道修正弹阻力环修正控制算法研究 总被引:5,自引:1,他引:4
根据一维弹道修正弹阻力环修正技术的特点,建立了一维弹道修正弹的弹道模型.在此基础上分析了利用阻力环进行一维弹道修正的能力以及阻力环张开时刻与射程修正量之间的关系.提出了阻力环张开时刻的算法.仿真结果表明,该算法具有较强的修正能力,选择合适的阻力环张开时刻,可以使弹丸的落点偏差大大减小. 相似文献
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常晓华 《国防科技大学学报》2018,40(4):80-86
针对地球非球形引力摄动影响下的自由段弹道快速计算问题,在非正交坐标系内建立考虑J2项摄动的地球引力作用下的运动微分方程,在轨道坐标系内建立扰动引力作用下的运动微分方程,并计算天向扰动引力加速度对应的质量偏差,进而通过椭圆轨道以修正J2项摄动运动微分方程;在建立上述运动微分方程解析解的基础上,给出了地心坐标系内弹道飞行器位置和绝对速度的表达式,从而提出了J2项摄动引力和扰动引力作用下的自由段弹道解析计算方法。仿真分析表明:该方法具有较高的计算效率,落点位置偏差小于20 m,满足弹道飞行器高精度实时制导、轨迹预测等应用需求。 相似文献
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风对旋转弹丸弹道轨迹的交叉影响 总被引:1,自引:0,他引:1
本文解释了风对旋转弹丸弹道轨迹交叉影响的物理本质,分析了风对直射弹道和曲射弹道的影响。指出横风对于直射弹道的交叉影响引起的射程偏差较大;而纵风对于曲射弹道的交叉影响所引起的方向偏差在大射角时也较为明显。 相似文献
14.
二维弹道修正弹修正方法 总被引:2,自引:0,他引:2
为提高弹箭密集度,采用阻力修正原理进行纵向距离修正;增设阻尼片,调节炮弹的极阻尼力矩来改变炮弹旋转速度,进而调节偏流大小来实现侧向弹道修正,是一种低成本的二维弹道修正技术。基于牛顿流理论、经验公式和风洞实验数据提出了组合式二维修正机构弹道修正弹的扩增阻力系数和扩增极阻尼力矩系数计算方法,对不同阻力环、阻尼片结构的气动力进行了数值计算分析。分析了组合式二维弹道修正弹的侧向弹道修正原理,建立了其飞行弹道数学模型,对阻力环、阻尼片机构在飞行弹道上不同位置处作用对应的射程修正量、侧向弹道修正能力和动态飞行稳定性进行了数值计算。结果表明:该二维弹道修正技术可以满足对弹道纵向和侧向偏差修正的需求,且不影响炮弹的飞行稳定性。 相似文献
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分析了垂线偏差产生的原因及其对导弹落点偏差的影响机理,针对目前垂线偏差修正方法存在方法误差的问题,提出通过修改初始姿态角的方法对垂线偏差的影响进行修正.介绍了垂直发射时导弹初始姿态标定方法并建立了初始姿态角修正的数学模型.最后通过仿真计算验证了该方法的有效性. 相似文献
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耿茂盛 《军械工程学院学报》1989,(1)
本文对现有射程重叠量的数值和确定原则进行了简要分析,指出了现有初速分级方法存在的问题,在此基础上提出了应用非标准条件下修正量之差计算射程重叠量的新观点,并给出了数值结果。 相似文献
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考虑制导炮弹由身管武器发射,其飞行控制能力和导引信息量有限,基于预测落点位置偏差量来修正速度方向并在控制时间内连续分配导引指令的思想,提出了一种新的三维末制导方法。根据非线性弹道方程组的级数解预测弹丸落点位置,得到落点与目标的偏差,并提出了两种通过此偏差解算当前速度方向修正量的方法。取剩余飞行时间为修正时间,通过将速度方向修正量分配到整个剩余导引段建立了加速度修正公式,以减小导引指令饱和的可能性。通过连续地预测落点和分配加速度指令来实时地导引飞行。仿真结果表明:该导引方法简单可行,精度高,对控制能力要求较低,且具备较好的制导效果和毁伤效果,为该体制制导炮弹的应用提供参考依据。 相似文献
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由于制导炮弹由身管武器发射,其飞行控制能力和导引信息量有限,故基于预测落点位置偏差量来修正速度方向并在控制时间内连续分配导引指令的思想提出一种新的三维末制导方法。根据非线性弹道方程组的级数解预测弹丸落点位置,得到落点与目标的偏差,并提出两种通过此偏差解算当前速度方向修正量的方法。取剩余飞行时间为修正时间,通过将速度方向修正量分配到整个剩余导引段建立加速度修正公式,从而减小导引指令饱和的可能性。通过连续地预测落点和分配加速度指令来实时地导引飞行。仿真结果表明:该导引方法简单可行,精度高,对控制能力要求较低,且具备较好的制导效果和毁伤效果,可为该体制制导炮弹的应用提供参考依据。 相似文献