彈道

必要對(duì)于在線規(guī)劃彈道的方法進(jìn)行研究。在線彈道規(guī)劃,即在已知諸元信息的情況下,利用彈載計(jì)算機(jī)在線完成彈道的規(guī)劃,得到滿足各種約束的光滑彈道,使導(dǎo)彈按照在線計(jì)算的彈道飛行。與離線設(shè)計(jì)彈道的方法相比,在線規(guī)劃方法一方面能夠減小彈載計(jì)算機(jī)的存儲(chǔ)需求,另一方面能夠通過在線設(shè)計(jì)滿足各種射程的任務(wù)需求,精度相比插值計(jì)算進(jìn)一步提升。目前,運(yùn)動(dòng)規(guī)劃在機(jī)器人、飛行器、無人車等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用。其中,RRT[1]、A*算法[2-3]是路徑規(guī)劃中常用的搜索算法,隨著應(yīng)用場景復(fù)雜

些測量信息進(jìn)行外彈道解析,形成基于多種測量體制的大量彈道,并從中優(yōu)選一條彈道用于目標(biāo)態(tài)勢顯示、高精度測量設(shè)備引導(dǎo)、目標(biāo)落點(diǎn)預(yù)報(bào)、地面安全控制等外圍領(lǐng)域。這些都要求中心不斷提升優(yōu)選彈道的精度,因此,目前僅依靠人工優(yōu)選的方式已經(jīng)不能滿足高自動(dòng)化、高精度、高可靠性的要求。提高優(yōu)選彈道的精度一般分2個(gè)步驟,分別為提高彈道自身精度和進(jìn)行正確優(yōu)選。提高彈道自身精度的方法是提高單信息源(如光學(xué)、雷達(dá)或GNSS等)彈道的精度或者進(jìn)行多信息源彈道融合(如UKF濾波)。進(jìn)行正

重要內(nèi)容，其中，彈道仿真和攻擊區(qū)仿真是導(dǎo)彈性能設(shè)計(jì)和驗(yàn)證的關(guān)鍵手段[1]。彈道仿真可分析導(dǎo)彈自主飛過程中的截獲、導(dǎo)航、穩(wěn)定、控制、抗干擾等制導(dǎo)方面的功能性能，覆蓋導(dǎo)彈從發(fā)射到命中目標(biāo)的過程[2]；攻擊區(qū)仿真則用于計(jì)算可以一定概率命中目標(biāo)的導(dǎo)彈發(fā)射區(qū)域，是決定空空導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)機(jī)的前提條件[3-4]。彈道仿真和攻擊區(qū)仿真?zhèn)戎攸c(diǎn)不同，國內(nèi)關(guān)于空空導(dǎo)彈性能仿真的研究也較多針對(duì)導(dǎo)彈彈道仿真或攻擊區(qū)仿真單一方面[5-9]，對(duì)于導(dǎo)彈彈道-攻擊區(qū)綜合仿真的研究較少，缺乏兩者

采用“高拋”飛行彈道，可以在導(dǎo)彈外形尺寸和重（質(zhì)）量一定的情況下，通過提高導(dǎo)彈的飛行高度，在大氣密度較小的高空飛行一段時(shí)間，以節(jié)約能量消耗，可以大大提高地空導(dǎo)彈的射程［1～2］。對(duì)于中遠(yuǎn)程地空導(dǎo)彈來說，最優(yōu)的飛行彈道應(yīng)該是“高拋”彈道。地空導(dǎo)彈飛行過程中，其固體發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間一般10s～20s，因此，大部分飛行時(shí)間內(nèi)地空導(dǎo)彈處于被動(dòng)飛行段，即依靠慣性飛行。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)停止工作后，地空導(dǎo)彈采用“高拋彈道”，從高空向低空飛行，將勢能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能，從而使地空導(dǎo)彈保持較

10094)1 彈道修正彈技術(shù)原理和內(nèi)涵對(duì)于炮彈,提高其射程、改善射擊密集度,是對(duì)其研究的重要內(nèi)容,追求“遠(yuǎn)、準(zhǔn)、狠”,是永恒的研究主題[1-6]。炮彈射擊時(shí),根據(jù)當(dāng)時(shí)射擊條件(氣象、設(shè)計(jì)初速等)和作戰(zhàn)任務(wù)(目標(biāo)距離等),由射表或理論計(jì)算可確定出對(duì)應(yīng)的射擊諸元和飛行彈道(理論落點(diǎn)諸元等),但實(shí)際發(fā)射及飛行過程中存在眾多圍繞設(shè)計(jì)值和射擊條件的隨機(jī)誤差,如炮口初速和初始擾動(dòng)、彈道上隨機(jī)風(fēng)、彈丸外形與結(jié)構(gòu)參數(shù)誤差、彈上如有增程裝置時(shí)對(duì)應(yīng)的作用誤差(如底排減阻或火

。傳統(tǒng)的魚雷搜索彈道，一次性穿過目標(biāo)散布區(qū)域，發(fā)現(xiàn)目標(biāo)概率小。采用聲制導(dǎo)魚雷的末端機(jī)動(dòng)搜索彈道，可較為滿意地解決這一問題。末端搜索彈道為擴(kuò)展螺旋機(jī)動(dòng)搜索的方案，使魚雷在目標(biāo)散布范圍進(jìn)行擴(kuò)展螺旋搜索，可覆蓋一定范圍的目標(biāo)散布區(qū)域，使發(fā)現(xiàn)目標(biāo)概率有所提高［1］。但是，由于目標(biāo)是運(yùn)動(dòng)的，目標(biāo)散布區(qū)域也是運(yùn)動(dòng)的，以某固定點(diǎn)為中心展開的擴(kuò)展螺旋機(jī)動(dòng)搜索，不能很好地覆蓋目標(biāo)位置散布范圍，致使發(fā)現(xiàn)概率并不理想［2］。為此，提出一種新的以移動(dòng)的目標(biāo)位置散布中心的為基準(zhǔn)的擴(kuò)

練使用過程，引信彈道早炸現(xiàn)象偶有發(fā)生。引信慣性發(fā)火機(jī)構(gòu)在外彈道因?yàn)椤斑^激環(huán)境”而提前作用是其主要原因[1]，慣性發(fā)火機(jī)構(gòu)彈道保險(xiǎn)能力不足則是引信自身存在的主要問題?？梢?，慣性發(fā)火機(jī)構(gòu)彈道保險(xiǎn)設(shè)計(jì)十分重要。針對(duì)旋轉(zhuǎn)彈特有的離心環(huán)境，提出借助于裝在慣性體內(nèi)活動(dòng)保險(xiǎn)子的離心力，通過外側(cè)限制斜面產(chǎn)生對(duì)慣性體的運(yùn)動(dòng)約束作用，用以對(duì)慣性體進(jìn)行穩(wěn)態(tài)控制，實(shí)現(xiàn)引信慣性發(fā)火機(jī)構(gòu)的彈道保險(xiǎn)功能。這里稱為“離心彈道保險(xiǎn)技術(shù)”。1 慣性發(fā)火機(jī)構(gòu)彈道保險(xiǎn)傳統(tǒng)技術(shù)在外彈道飛行過程中，

流程中采用了在多彈道裝訂及自動(dòng)選擇技術(shù)。國內(nèi)及國外航空航天領(lǐng)域多年實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)證明，在系統(tǒng)正式投入使用前，進(jìn)行充分的測試，是保證系統(tǒng)能夠正常工作的重要保證。在航空航天飛行器飛行前若沒有對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行充分的測試，尤其是在某些故障工況下測試不夠充分，則飛行過程中萬一發(fā)生故障，往往會(huì)造成災(zāi)難性后果。2018年10月29日，印尼獅航JT610 航班的波音737 MAX8 客機(jī)，起飛13min 后墜海。2019年3月10日，埃塞俄比亞航空ET302 航班的波音737 MAX

的故障，稱為引信彈道炸也稱為引信早炸。自從1997年GJB 373A-1997《引信安全性設(shè)計(jì)準(zhǔn)則》實(shí)施后，引信系統(tǒng)不僅必須具有隔爆、冗余保險(xiǎn)，還必須具有延期解除保險(xiǎn)的功能，此后的各種實(shí)彈試驗(yàn)中膛炸和炮口炸故障幾乎不再發(fā)生，但近幾年引信靶場試驗(yàn)和部隊(duì)實(shí)彈訓(xùn)練試驗(yàn)結(jié)果表明，引信彈道炸故障仍時(shí)有發(fā)生。文獻(xiàn)[1—3]提出引信碰炸開關(guān)意外閉合會(huì)導(dǎo)致引信提前起爆。文獻(xiàn)[4—5]提出引信在外彈道上受到過大的章動(dòng)力會(huì)導(dǎo)致引信提前起爆。文獻(xiàn)[6—7]提出外界環(huán)境信號(hào)或引信

特點(diǎn)是飛行高度比彈道導(dǎo)彈低，飛行速度遠(yuǎn)高于普通航空飛行器。因此高超聲速滑翔飛行器兼具彈道導(dǎo)彈的高速、航空飛行器的靈活機(jī)動(dòng)的特點(diǎn)，被視為改變戰(zhàn)爭規(guī)則的“撒手锏”武器。高超聲速滑翔飛行器可多次變軌，其彈道大部分為滑翔段，而滑翔段的彈道特性除受控制律控制外，主要受滑翔段初始狀態(tài)影響。文獻(xiàn)[1]針對(duì)平衡滑翔彈道對(duì)初始狀態(tài)精度要求高的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了基于預(yù)測校正的制導(dǎo)律，增強(qiáng)了平衡滑翔彈道對(duì)初始狀態(tài)的魯棒性。文獻(xiàn)[2]利用正則攝動(dòng)的方法得出了高超聲速滑翔飛行器平穩(wěn)滑翔的

鮮進(jìn)行的幾次近程彈道導(dǎo)彈試驗(yàn)中，導(dǎo)彈均在彈道末段出現(xiàn)變軌的情況，這引起韓日等國的恐慌。因?yàn)檫@種彈道改變可能廢掉這些國家千辛萬苦建立起來的對(duì)朝導(dǎo)彈防御體系。那么，究竟什么是彈道，又能有哪些變換呢？什么是彈道？彈道，就是導(dǎo)彈質(zhì)心在空間的運(yùn)動(dòng)軌跡，表現(xiàn)為連接發(fā)射點(diǎn)到目標(biāo)點(diǎn)的空間曲線。最大高度大于正常彈道最大高度的為高彈道，最大高度低于正常彈道最大高度的為低彈道。這兩種彈道通常在飛行試驗(yàn)時(shí)使用。使用高彈道的目的是在比較小的靶場條件下，試驗(yàn)大射程導(dǎo)彈各系統(tǒng)的協(xié)調(diào)性，

詞：射擊;發(fā)射;彈道;據(jù)槍;組訓(xùn)一、發(fā)射與后座什么是發(fā)射？火藥氣體壓力將彈頭從槍膛內(nèi)推送出去的現(xiàn)象，叫發(fā)射。發(fā)射的過程：擊針撞擊子子彈底火，使彈殼底緣內(nèi)的起爆藥發(fā)火，火焰通過導(dǎo)火孔引燃發(fā)射藥，產(chǎn)生大量火藥氣體，在膛內(nèi)形成很大的壓力，迫使彈頭脫離彈殼，沿膛線旋轉(zhuǎn)加速前進(jìn)，直至推出槍口。（請看幻燈片演示）發(fā)射的四個(gè)階段：1.準(zhǔn)備階段準(zhǔn)備階段從發(fā)射藥開始燃燒起至彈頭開始運(yùn)動(dòng)為止。在此階段中，發(fā)射藥在密閉的固定的容積（彈殼）內(nèi)燃燒并產(chǎn)生氣體，氣體逐漸增加，從而使壓

表明,其真實(shí)飛行彈道與發(fā)射前設(shè)計(jì)彈道有明顯差異,落點(diǎn)縱向射程偏近約34 km,偏右約25 km,彈道頂點(diǎn)高度偏低約15 km。本文首先對(duì)可能導(dǎo)致彈道偏差的原因進(jìn)行了分析,并結(jié)合彈道仿真給出了導(dǎo)致該偏差的因素的量級(jí)。然后,基于飛行彈道重建技術(shù)[6-7],利用遙測過載、角速率和外測彈道等數(shù)據(jù),重建了包括飛行迎角、側(cè)滑角等在內(nèi)的全彈道數(shù)據(jù),為MF-1飛行試驗(yàn)后的邊界層轉(zhuǎn)捩、激波邊界層干擾機(jī)理研究提供支撐。圖1 MF-1試驗(yàn)飛行器外形圖Fig.1 Sketch o

研究通過合理配置彈道點(diǎn)計(jì)算與發(fā)送方式，在STK與MATLAB聯(lián)合搭建的仿真系統(tǒng)中實(shí)現(xiàn)航天器實(shí)時(shí)變軌仿真。1 軌道仿真原理在導(dǎo)彈實(shí)際飛行任務(wù)中，為應(yīng)對(duì)突發(fā)情況或調(diào)整導(dǎo)彈預(yù)期落點(diǎn)，設(shè)計(jì)人員會(huì)通過制導(dǎo)控制系統(tǒng)向?qū)棸l(fā)送變軌指令，隨后操縱機(jī)構(gòu)作出主動(dòng)調(diào)整，改變導(dǎo)彈受力狀況，進(jìn)而按照預(yù)期變軌。在模型計(jì)算層面即反映為制導(dǎo)變量的改變。因此，為實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈變軌仿真，首先要對(duì)某一特定的彈道模型選取制導(dǎo)變量，為其設(shè)置默認(rèn)值，根據(jù)彈道模型進(jìn)行彈道計(jì)算。在實(shí)施變軌時(shí)，通過程序控制接口

些需求對(duì)中制導(dǎo)段彈道設(shè)計(jì)構(gòu)成了嚴(yán)格約束,因此,中制導(dǎo)段彈道的合理設(shè)計(jì)對(duì)于改善攔截彈的飛行品質(zhì),提高武器系統(tǒng)的最終制導(dǎo)控制性能均具有重要作用,中制導(dǎo)階段彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)成為攔截彈總體設(shè)計(jì)的一項(xiàng)重要內(nèi)容。中制導(dǎo)彈道優(yōu)化本質(zhì)上是一類受約束最優(yōu)控制問題,通常可分為直接法和間接法[3]兩類求解方法。其中,間接法以Pontryagin極小值原理為出發(fā)點(diǎn),利用一階必要性條件將彈道優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為兩點(diǎn)邊值問題[4]。通過求解該問題得到相對(duì)精確的彈道優(yōu)化結(jié)果,但這種方法通常推導(dǎo)過

高的特點(diǎn)。與普通彈道相比,底排彈增加了排氣、質(zhì)量變化等內(nèi)彈道參數(shù)[1],計(jì)算諸元時(shí)通常把外彈道模型和內(nèi)彈道模型進(jìn)行聯(lián)立求解。因此,底排彈諸元計(jì)算精度很大程度上取決于內(nèi)彈道和外彈道參數(shù)估計(jì)的精度。內(nèi)彈道參數(shù)估計(jì)方面,文獻(xiàn)[1]給出了計(jì)算模型,文獻(xiàn)[2]在文獻(xiàn)[1]基礎(chǔ)上給出了底排壓力迭代計(jì)算收斂性更好的算法,文獻(xiàn)[3]分析了底排參數(shù)對(duì)彈道的影響并建立了內(nèi)彈道和外彈道模型;外彈道參數(shù)估計(jì)的傳統(tǒng)方法是以射程為符合對(duì)象對(duì)動(dòng)力學(xué)參數(shù)進(jìn)行最小二乘估計(jì)[4],隨著人工智

范圍內(nèi)的MRSI彈道分布[5],隨后李開龍、程恭等研究了MRSI射擊方法在大口徑艦炮上的應(yīng)用,提出了彈道解算流程并分析了射擊效力[6-7],近年來相關(guān)研究逐漸轉(zhuǎn)向增程修正彈等新型可控炮彈[8-10]。自動(dòng)化火炮的火控系統(tǒng)擔(dān)負(fù)目標(biāo)定位與跟蹤、氣象數(shù)據(jù)的測定和接收、射擊諸元的解算、瞄準(zhǔn)與射擊控制等任務(wù),其中射擊諸元的解算直接關(guān)系到打擊的速度和精度[11]。在機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)的條件下,戰(zhàn)場情形瞬息萬變,這對(duì)彈道計(jì)算機(jī)的解算速度提出了較高的要求,如裝備在我國69-II式坦

槍彈檢查試驗(yàn)中，彈道槍的性能直接影響試驗(yàn)彈的測試結(jié)果，目前通過采用標(biāo)準(zhǔn)彈與試驗(yàn)彈平行或交叉射擊的方式測試的當(dāng)組修正值來判斷這支槍是否可用，這樣不僅浪費(fèi)時(shí)間和彈藥，也無法保證試驗(yàn)質(zhì)量，本文通過測速彈道槍性能評(píng)定方法研究，為確認(rèn)測速彈道槍的狀態(tài)提供初步判斷。1 彈道槍彈道槍是用于槍彈彈道性能檢查、標(biāo)準(zhǔn)彈和標(biāo)準(zhǔn)藥鑒選、槍彈和發(fā)射藥驗(yàn)收，以及彈道研究的專用器材。彈道槍是專門制造或從批量生產(chǎn)的中限尺寸的槍械中按照產(chǎn)品圖及其技術(shù)條件嚴(yán)格挑選出來的。在首次進(jìn)行彈道試驗(yàn)時(shí)

072)多段分支彈道的兩級(jí)全局優(yōu)化方法龔春林，朱政光，陳 兵，粟 華，谷良賢(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院陜西省空天飛行器設(shè)計(jì)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)針對(duì)多段分支彈道設(shè)計(jì)存在的彈道交班點(diǎn)選取困難、交班控制變量突變等問題，提出一種兩級(jí)全局優(yōu)化方法。對(duì)各彈道段分別建立子級(jí)優(yōu)化問題，采用系統(tǒng)級(jí)優(yōu)化實(shí)現(xiàn)各段交班點(diǎn)耦合變量協(xié)調(diào)，以及最佳交班點(diǎn)求解；將交班點(diǎn)耦合變量中質(zhì)量參數(shù)轉(zhuǎn)為局部優(yōu)化變量，其他狀態(tài)參數(shù)轉(zhuǎn)為系統(tǒng)級(jí)優(yōu)化變量，實(shí)現(xiàn)了同層優(yōu)化問題解耦；在子級(jí)優(yōu)化問題中引入

備技術(shù)】一種一維彈道修正彈自適應(yīng)落點(diǎn)控制算法丁翔洲,李銀伢(南京理工大學(xué)， 南京 210094)針對(duì)在發(fā)射前預(yù)先裝定彈道信息的傳統(tǒng)彈道修正彈控制方法存在易受外界因素?cái)_動(dòng)的問題，提出了一種一維彈道修正彈自適應(yīng)落點(diǎn)控制算法；通過建立彈道濾波模型外推彈道，利用自適應(yīng)落點(diǎn)控制算法，得到阻尼器修正參數(shù)修正彈道，并根據(jù)彈丸飛行參數(shù)每隔特定時(shí)間循環(huán)上述過程實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)修正，直到引信引爆；仿真結(jié)果表明：濾波外推后的彈道更接近于實(shí)際彈道，經(jīng)過多次彈道修正可以有效減小落點(diǎn)彈目偏

imulink的彈道修正火箭彈彈道仿真*郭慶偉,宋衛(wèi)東,宋謝恩(解放軍軍械工程學(xué)院,石家莊 050003)彈道數(shù)值仿真是研究彈道特性的重要方法,文中運(yùn)用彈道理論分析彈道修正火箭彈的彈道特點(diǎn),利用Matlab/Simulink平臺(tái)對(duì)彈道修正火箭彈的模塊化建模方法進(jìn)行了研究。依據(jù)功能模塊劃分的基本建模方案,確立了以彈體運(yùn)動(dòng)、導(dǎo)航參數(shù)測量和導(dǎo)引控制為主要模塊的建模方案,給出了實(shí)際的建模結(jié)果。最后,設(shè)置仿真初始條件,利用所建彈道模型進(jìn)行了仿真,結(jié)果很好的符合了火箭

024)?非對(duì)稱彈道四終端納米結(jié)構(gòu)中的熱整流性質(zhì)研究馮卉,楊平,郭瑋,朱思宇,張文星(太原理工大學(xué) 物理與光電工程學(xué)院,太原 030024)摘要:對(duì)非對(duì)稱彈道四終端納米結(jié)構(gòu)中的熱整流性質(zhì)進(jìn)行了研究。研究結(jié)果發(fā)現(xiàn)，導(dǎo)致該結(jié)構(gòu)出現(xiàn)熱整流現(xiàn)象的兩個(gè)必要因素是能量輸入端與能量輸出端應(yīng)具有不等的橫向聲子模密度;除了與輸入端和輸出端連接的熱源以外,還需有與該結(jié)構(gòu)連接的其他附加熱源的存在；只有這兩個(gè)因素共同作用才能產(chǎn)生熱整流行為,任何一個(gè)因素都不能單獨(dú)引發(fā)彈道系統(tǒng)的熱整

測誤差最大的突防彈道設(shè)計(jì)齊乃明1，周 啟航1,2，崔乃剛1，董 程1,3（1. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，哈爾濱 150001；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；3. 北京航天新風(fēng)機(jī)械設(shè)備有限責(zé)任公司，北京100854）對(duì)中段多脈沖機(jī)動(dòng)突防彈道的設(shè)計(jì)問題進(jìn)行了研究。采用的原理與方法有別于成熟的航天器多脈沖變軌，而是基于路徑規(guī)劃的思想對(duì)彈道設(shè)計(jì)問題簡化?？紤]敵方防御系統(tǒng)延遲，改進(jìn)多脈沖點(diǎn)火模型,并基于變射面的思想對(duì)關(guān)機(jī)點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行了設(shè)計(jì)及優(yōu)化。

再入點(diǎn)速度偏差和彈道傾角偏差對(duì)過載定延時(shí)引信爆高精度的影響，針對(duì)再入段的飛行特性，通過再入段彈道模型，分別分析實(shí)際彈道再入點(diǎn)速度、彈道傾角與標(biāo)準(zhǔn)彈道的偏差對(duì)過載定延時(shí)引信爆高精度的影響，仿真結(jié)果表明：彈道傾角偏差對(duì)過載定延時(shí)引信爆高精度影響較大，在實(shí)際飛行過程中傳送再入點(diǎn)速度和彈道傾角時(shí)可有效減小過載定延時(shí)引信爆高誤差。彈道導(dǎo)彈；再入段；過載；引信；精度；誤差0 引言過載定延時(shí)引信由過載信號(hào)器和延時(shí)電路組成，發(fā)射前根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)彈道裝訂預(yù)定過載時(shí)對(duì)應(yīng)高度到預(yù)定爆

13003）一維彈道修正彈分段解算控制算法的研究張麗艷1，杜忠華1，張志安1，曹永山2（1.南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，南京210094；2.解放軍駐四七四廠軍事代表處，遼寧撫順113003）針對(duì)目前國內(nèi)外一維彈道修正彈控制算法的研究，提出了一種彈道修正彈分段控制算法，利用改進(jìn)的歐拉法進(jìn)行解算彈道。該算法不同于其他控制算法的解算方式，將根據(jù)一組GPS數(shù)據(jù)一次性計(jì)算得到彈丸的落點(diǎn)坐標(biāo)，改成了彈道分成若干段，在每段中進(jìn)行解算，上一段的終點(diǎn)坐標(biāo)作為下一段解算的初始

地實(shí)時(shí)測量其實(shí)際彈道參數(shù)，控制系統(tǒng)將實(shí)測彈道參數(shù)與方案彈道參數(shù)比較形成彈道偏差，據(jù)此偏差的大小按照預(yù)先確定的控制規(guī)律形成舵控指令，控制舵面偏轉(zhuǎn)，改變彈箭的飛行姿態(tài)，進(jìn)而引起作用在彈上的升力發(fā)生變化，從而改變彈箭飛行軌跡，達(dá)到增加射程的目的［5］。由此可見，滑翔增程一般采用方案彈道飛行控制方法。方案彈道是滑翔增程制導(dǎo)炮彈滑翔飛行過程中的基準(zhǔn)彈道，是滑翔增程制導(dǎo)炮彈彈道設(shè)計(jì)的重要組成部分，其設(shè)計(jì)的好壞將直接影響制導(dǎo)炮彈的射程和精度，所以非常有必要對(duì)其設(shè)計(jì)方法進(jìn)

快速設(shè)計(jì)系統(tǒng)中外彈道模塊的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)*楊東陽,毛 亮,姜春蘭(北京理工大學(xué)爆炸科學(xué)與技術(shù)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100081)為實(shí)現(xiàn)對(duì)彈藥外彈道性能的快速預(yù)測和分析,搭建了外彈道性能分析模塊的軟件體系架構(gòu),詳細(xì)分析了其功能結(jié)構(gòu)組成,并對(duì)經(jīng)典外彈道分析模型及飛行穩(wěn)定性分析模型進(jìn)行梳理,通過Visual Studio 2010 C++下的MFC框架設(shè)計(jì)開發(fā)了彈藥外彈道性能分析軟件。利用此軟件對(duì)某制式彈丸的外彈道性能進(jìn)行計(jì)算分析,與實(shí)彈發(fā)射數(shù)據(jù)相比,兩者吻合較好。

1000）傳統(tǒng)的彈道導(dǎo)彈飛行過程分為助推段、中段和再入段，助推段動(dòng)力系統(tǒng)各子級(jí)連續(xù)工作，即使有間隔，也只是間隔幾s時(shí)間，中段和再入段合稱被動(dòng)段，被動(dòng)段在地球引力作用下沿拋物線軌跡慣性飛行，占整個(gè)飛行彈道的90%左右，整個(gè)飛行彈道近似在發(fā)射點(diǎn)、目標(biāo)點(diǎn)、地心構(gòu)成的彈道面內(nèi)［1］。可見，傳統(tǒng)彈道導(dǎo)彈存在以下缺陷：①中段慣性飛行時(shí)間長、彈道高，易被導(dǎo)彈防御系統(tǒng)探測、跟蹤和攔截。以傳統(tǒng)彈道為基礎(chǔ)的中段變軌機(jī)動(dòng)能力有限，只能實(shí)現(xiàn)有限范圍內(nèi)的機(jī)動(dòng)，突防能力有限；②傳統(tǒng)彈

各種大口徑彈箭的彈道修正，對(duì)目標(biāo)實(shí)現(xiàn)精確打擊。通常彈道修正彈的修正原理是在彈箭發(fā)射前根據(jù)觀測的目標(biāo)坐標(biāo)等信息預(yù)先裝定方案彈道參數(shù)，彈箭發(fā)射后由探測系統(tǒng)實(shí)測空中飛行彈丸的實(shí)際彈道，將實(shí)測的飛行彈道參數(shù)與預(yù)先裝定的方案彈道參數(shù)進(jìn)行比較，獲得彈道偏差，根據(jù)偏差的大小和方向形成修正指令，控制彈上的執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行距離和方向修正［1－3］。這種修正原理過多依賴實(shí)測飛行彈道參數(shù)和預(yù)先裝定方案彈道參數(shù)的精度，對(duì)于大口徑彈箭，通常采用衛(wèi)星定位裝置或跟蹤雷達(dá)等進(jìn)行飛行彈道參數(shù)的

利用反艦導(dǎo)彈飛行彈道的獨(dú)特優(yōu)勢，并與提高戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能相結(jié)合，將會(huì)為反艦導(dǎo)彈突防能力提高展現(xiàn)更廣闊空間［2］。2 彈道的攻擊模式目前，世界各國裝備的反艦導(dǎo)彈大部分屬于巡航導(dǎo)彈，采用的飛行彈道豐富多樣，但都包括發(fā)射段、巡航段、搜索段和自導(dǎo)自命中段。從反艦導(dǎo)彈巡航特點(diǎn)和戰(zhàn)術(shù)特征來看，主要存在以下三種典型攻擊模式。2.1 低彈道攻擊模式低彈道是反艦導(dǎo)彈最常用的攻擊彈道（圖1），尤其是亞聲速反艦導(dǎo)彈幾乎都按超低空彈道飛行，如法國“飛魚”、美國“捕鯨叉”、俄羅斯“天王

超音速反艦導(dǎo)彈多彈道規(guī)劃研究*黃興華1劉億2董受全2(1.海軍大連艦艇學(xué)院學(xué)員20隊(duì) 大連 116018)(2.海軍大連艦艇學(xué)院導(dǎo)彈系 大連 116018)現(xiàn)代遠(yuǎn)程超音速反艦導(dǎo)彈通常具備多彈道飛行功能,針對(duì)不同的目標(biāo)類型、目標(biāo)的距離位置,需要自動(dòng)規(guī)劃出飛行彈道,通過研究構(gòu)建彈道自動(dòng)判斷模型、多彈協(xié)同射擊時(shí)的彈道規(guī)劃,得出不同情況下的彈道選擇。反艦導(dǎo)彈;多彈道;規(guī)劃ClassNumberE9271 引言隨著反導(dǎo)技術(shù)的不斷發(fā)展,反艦導(dǎo)彈的突防能力受到嚴(yán)重的影響

094)0 引言彈道修正技術(shù)通常指對(duì)發(fā)射出去的炮彈在一段飛行彈道上實(shí)時(shí)測出炮彈的飛行參數(shù)(如速度、坐標(biāo)等)，并同預(yù)定彈道參數(shù)進(jìn)行比較、邏輯解算，確定出控制信息、適時(shí)啟動(dòng)彈上控制機(jī)構(gòu)作用，調(diào)節(jié)、修正實(shí)際彈道向預(yù)定彈道位置逼近，實(shí)現(xiàn)彈道修正，減小炮彈的射彈散布。如果炮彈飛行中彈上的控制機(jī)構(gòu)作用只能調(diào)節(jié)縱向彈道，則為一維彈道修正彈;如果除了縱向彈道外，還能調(diào)節(jié)橫向彈道，則為二維彈道修正彈。對(duì)大口徑旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定炮彈而言，開展一維彈道修正技術(shù)的研究相對(duì)簡單。這主要是因?yàn)?/div>

兵工學(xué)報(bào) 2014年6期2014-02-23

的反魚雷魚雷攔截彈道王新宏, 劉 慶, 劉建國(西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院, 陜西 西安, 710072)反魚雷魚雷(ATT)攔截彈道是影響其作戰(zhàn)使用和攔截概率的重要因素之一。ATT攔截彈道的研究多假設(shè)來襲魚雷的攻擊彈道形式和運(yùn)動(dòng)參數(shù)已知, 而實(shí)戰(zhàn)中有些參數(shù)是無法得到的。針對(duì)這一情況, 本文提出了基于相遇區(qū)域的ATT攔截彈道形式, 以及一種來襲魚雷攻擊彈道形式未知, 利用2個(gè)邊界條件解算ATT發(fā)射角的方法。分析和仿真結(jié)果表明, 基于相遇區(qū)域的ATT攔截彈道及發(fā)

168）火箭深彈彈道，可分為空中彈道與水中彈道兩部分?；鸺顝椀目罩?span id="j5i0abt0b" class="hl">彈道，與普通無控火箭彈的外彈道沒有原則性區(qū)別。當(dāng)空中彈道結(jié)束，即為水中彈道開始，火箭深彈的入水過程，一般是高速地斜入水過程。水中彈道主要包括入水段、減速下潛段和極限速度下潛段?；鸺顝椝?span id="j5i0abt0b" class="hl">彈道作為空中彈道的延續(xù)，空中彈道落點(diǎn)處的彈道諸元，皆為水中彈道的起始諸元，這樣即可得到火箭深彈的水中彈道。利用Simulin 技術(shù)進(jìn)行仿真，是控制系統(tǒng)常用的一種仿真手段。Simulink 是實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)系統(tǒng)建

件是在建立和求解彈道微分方程組時(shí)對(duì)初始條件及其有關(guān)參數(shù)規(guī)定的一組標(biāo)準(zhǔn)值。射表編擬的基本原理是理論與試驗(yàn)相結(jié)合，即用實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)理論彈道進(jìn)行修正，使修正后的彈道與實(shí)際彈道相一致，而后以修正后的理論彈道為依據(jù)編擬計(jì)算射表［1］。外彈道理論給出了描述彈丸運(yùn)動(dòng)規(guī)律的彈道數(shù)學(xué)模型。但是所用不同形式的模型都是在一定假設(shè)條件下推導(dǎo)出來的，都不同程度地與實(shí)際存在差別。要較準(zhǔn)確測定這些起始擾動(dòng)非常困難，目前還沒有理想的辦法；彈丸在運(yùn)動(dòng)中不可避免地存在受干擾問題，而許多干擾因素

水雷出水攻擊空中彈道設(shè)計(jì)與分析李雨田, 張宇文, 張紀(jì)華, 劉立棟(西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院, 陜西 西安, 710072)針對(duì)水雷出水攻擊的作戰(zhàn)模式, 設(shè)計(jì)了該模式下的空中攻擊彈道, 建立了水雷出水攻擊彈道數(shù)學(xué)模型, 分析了垂直上升彈道的姿態(tài)穩(wěn)定控制、快速轉(zhuǎn)彎彈道的限制轉(zhuǎn)彎角速率和設(shè)置俯沖角、俯沖攻擊彈道導(dǎo)引等關(guān)鍵技術(shù), 最后對(duì)各段彈道的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行了仿真。仿真結(jié)果表明, 預(yù)設(shè)彈道穩(wěn)定可控, 能按預(yù)設(shè)彈道實(shí)施對(duì)目標(biāo)的打擊。水雷; 空中攻擊; 彈道設(shè)計(jì); 彈

枚攔截彈發(fā)射到與彈道目標(biāo)導(dǎo)彈相同的彈道軌跡上，通過改變攔截彈的飛行時(shí)間，可以使完成彈道飛行所消耗的額外燃料最少[1-2]。由橢圓軌道朗伯特飛行時(shí)間定理可知：設(shè)1點(diǎn)和2點(diǎn)為空間兩個(gè)任意的固定點(diǎn)，它們的向徑分別為r1和r2，若r1+r2=常數(shù)，橢圓半長軸a=常數(shù)，1點(diǎn)和2點(diǎn)之間的距離c=常數(shù)，則從1點(diǎn)至2點(diǎn)的飛行時(shí)間Δt也是固定的。朗伯特導(dǎo)引用于計(jì)算在預(yù)定的飛行時(shí)間內(nèi)以彈道方式從位置1運(yùn)行到位置2所需要的速度，該方法已廣泛應(yīng)用于控制主動(dòng)段內(nèi)的導(dǎo)彈，在預(yù)定時(shí)間擊