基于PID与扩张状态观测器的弹道修正引信滚转角控制

为解决装载二维弹道修正引信的弹丸在滚转角控制过程中会受到各种干扰力矩作用,影响弹丸有效打击范围的问题,并进一步提升全弹道飞行过程中引信滚转控制精度与抗干扰能力,提出利用PID与扩张状态观测器(ESO)进行二维弹道修正引信的滚转角复合控制。以差动偏置角舵机为执行机构,建立引信滚转角控制动力学方程,同时将系统未建模误差以及气动干扰力矩等作为未知扰动,在PID控制的基础上通过引入ESO对扰动项进行观测并补偿,有效提升了滚转角控制系统抗干扰能力。通过仿真对比滚转角控制系统引入ESO前后的引信滚转角控制效果,结果表明,该方法可以有效观测弹丸在滚转角控制过程中的各项扰动项,并实时进行补偿,进一步优化了滚转角控制性能。与传统的控制方法相比,具有较强的实时性与抗干扰能力,可广泛应用于工程实践中。

弹道修正引信隔转平台设计与实验分析

为实现弹道修正引信修正舵机与弹体的旋转隔离功能,考虑炮弹发射时瞬时高冲击所需的结构强度要求,按照功能性、可靠性、轻量化原则,通过轴承选型匹配与空间布局分析,结合缓冲结构,提出了隔转平台设计方案,利用冲击实验、滚转力矩检测实验及轴承检测分析,检验了隔转平台结构强度和转动灵活性,获得了该方案隔转平台所适应的过载条件,确定了隔转平台下一步的优化方向。

弹道修正引信鸭舵空气动力学设计和仿真

在分析了现有弹道修正技术的前提下 ,提出了一种新型的弹道修正技术 ,即鸭舵的空气动力修正技术 ,并且根据空气动力学原理设计了出了一种用于某迫弹弹道修正的鸭舵 ,给出了设计依据及原则 ,最后利用空气动力学仿真软件对设计进行了验证 ,从而证明了设计。

一维弹道修正引信弹道敏感技术

根据“通过确定弹道上最小速度点的速度值及其出现时间即可完全而唯一的确定该条弹道”的结论 ,以单片机为弹道敏感测试系统的核心 ,采用微机电系统 (MEMS)压力传感器测量飞行弹丸轴向的迎面动压力 ,进而换算成弹丸的轴向速度 ,用单片机的内部定时器精确定时 ,从而解算出实际弹道参数 ,为一维弹道修正引信的控制系统提供控制信号。通过几种马赫数下的风洞实验 ,验证了测试系统的原理及实现的可行性。

迫弹一维弹道修正引信阻力器结构的空气阻力特性研究

为了研究不同阻力器结构的增阻特性,设计了多种结构10个方案的某型迫弹一维弹道修正引信阻力器,测量了配用这些一维弹道修正引信阻力器的某型迫弹在零攻角、低风速下的空气阻力,计算了一维弹道修正迫弹的空气阻力系数及其相对于制式迫弹的增阻倍数,探讨了不同阻力器结构的增阻特性.当引信结构允许设计较大的增阻面积时,选用简单的平面阻力器结构较为合理.

迫弹一维弹道修正引信平面阻力器的空气阻力算法

依据设计的一维弹道修正引信平面阻力器改装的某型迫弹(简称"一维修正迫弹")空气阻力的简捷测量试验数据,分析了一维弹道修正引信平面阻力器与"一维修正迫弹"的空气阻力、空气阻力系数的关系及影响,推导出其扩增空气阻力系数与一维弹道修正引信平面阻力器展开时的面积之间关系的数学模型,从而建立了一种定量计算"一维修正迫弹"的空气阻力系数和空气阻力的理论方法。

国外弹道修正引信发展现状研究

介绍了国外弹道修正引信的研究现状 。

一维弹道修正引信DCM启动时间快速计算方法研究

根据一维射程修正技术与迫弹特性,分析了弹丸在配备阻尼修正机构前后的阻力系数变化规律,提出一种一维弹道修正引信DCM启动时间快速计算方法,即利用射程修正量与阻尼片作用时间的关系,粗略估算出阻尼片的张开时间,然后重新计算弹道,根据计算出的目标射程与预测弹道落点射程的差值的正负来精确算出阻尼片的张开时间。仿真结果验证了该方法的可行性和正确性。

基于MIMU的弹道修正引信弹道参数解算及对MIMU的精度要求

研究了基于 MIMU的弹道修正引信弹道参数解算算法 ,并用这套算法对 MIMU各惯性器件精度进行了分析 ,发现各惯性器件精度对弹道参数解算精度的影响各不相同 ,并相互独立。确定了以某火箭为背景的弹道弹修正引信用 MIMU应满足的精度。

二维弹道修正引信总体方案和关键技术分析

本文在广泛分析国内外二维弹道修正技术的研究现状基础上,提出了一种基于鸭舵技术的二维弹道修正引信方案,确定了其工作原理,并对其中的关键技术进行了分析,主要包括弹道辨识技术,鸭舵修正控制技术,微机电系统技术等,进而探讨了弹道修正引信的发展方向.对二维弹道修正引信技术的进一步研究具有一定的参考价值.

一种导航式二维弹道修正引信的设计和关键技术分析

在分析国内外二维弹道修正技术的研究现状基础上,提出了一种导航式二维弹道修正引信方案,确定了其工作原理,并对其中的关键技术,如基于GPS/M IMU组合导航技术、基于鸭舵的修正控制技术、旋转稳定弹的引信模块减旋技术等以及系统设计建模与仿真方法进行了分析。对二维弹道修正引信技术研究具有参考价值。

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。

微型惯性测量组合在二维鸭舵弹道修正引信中应用研究

介绍了微型惯性测量组合(MIMU)在国内外兵器系统中的应用现状,分析了MIMU在二维鸭舵弹道修正引信的具体应用中的可行性问题;论述了在二维鸭舵弹道修正引信中利用MIMU获得弹道参数的基本原理,讨论了在二维鸭舵弹道修正引信中利用MIMU获得弹道参数的数学方法。

弹道修正引信修正弹道视景仿真系统

针对在弹道修正引信研制过程中靶场试验成本高、周期长的不足,研制了弹道修正引信修正弹道视景仿真系统。该系统以火箭增程迫弹为研究背景,建立了火箭增程迫弹的6D弹道模型,利用蒙特卡洛法在引起弹丸落点散布的误差源上加上随机误差,运用龙格-库塔法不断解算弹道,再由基于STK的视景仿真子系统形象地给出弹丸飞行过程。结果表明,该系统仿真结果能较好地和实际靶场试验结果吻合,又能形象逼真地显示弹丸飞行过程。

一维弹道修正引信阻力器空气阻力的简捷测量

一维弹道修正引信阻力器空气阻力的简捷测量,是在弹丸零攻角、低风速下测量空气阻力的试验方法。测量系统由压力传感器、悬挂装置、试验弹、风速产生设备,等组成。当悬挂试验弹吹风产生时,压力传感器输出电压将变化,通过阻力与压力转换关系可得出试验弹的空气阻力,并计算出空气阻力系数。对改装PP87式82mm迫击炮弹的空气阻力对比测试,该方法与风洞试验、计算机仿真结果趋势相符。

二维弹道修正引信制导控制系统半实物仿真

为给固定鸭舵式二维弹道修正引信设计适用的半实物仿真系统,在掌握修正引信工作原理和研究引信运动状态的基础上,采用两部电机实时模拟引信修正组件和弹体滚转通道的姿态角信息,并使用光电码盘标定地磁测角模块的测角准确度,在过程控制软件的协调下实现弹上计算机和仿真计算机的数据交互,实现弹上机对固定舵制动控制的有效模拟。研究二维弹道修正引信半实物仿真试验的试验步骤,并针对某型迫弹进行仿真试验。仿真试验表明:所设计的半实物仿真系统可有效检验引信制导控制系统各分系统和整机的性能。该半实物仿真系统适用于安装该型引信的所有尾翼稳定弹箭,对其他类型的采用双旋结构的制导弹箭具有借鉴意义。

GPS弹道修正引信软件化设计

根据引信软件化的概念,基于DSP的可编程快速数字信号处理功能,利用GPS的快速空间三维定位信息,进行了GPS弹道修正引信的弹道解算、电子安全系统的软件化设计,满足新一代引信的发展方向。

一维弹道修正引信阻尼弹道系数的优化与仿真

分析了影响一维弹道修正引信阻尼弹道系数选取的主要因素 ,提出了弹道解算时间和最大射程修正量的确定是选取最佳阻尼弹道系数的前提。基于最佳阻尼弹道系数确定方法 。

二维弹道修正引信弹道辨识模型及精度仿真分析

文中提出利用卡尔曼滤波技术来建立二维弹道修正引信弹道辨识模型,在弹道方程基础上建立了卡尔曼滤波的弹道辨识状态方程和量测方程.构建了二维弹道修正引信弹道辨识模型算法;利用均匀设计方法对弹道辨识模型的精度进行了仿真分析、仿真结果表明基于卡尔曼滤波技术的弹道辨识模型可以满足弹道修正引信的系统精度要求.

软件无线电技术在GPS弹道修正引信中的应用

根据软件无线电技术的思想和 GPS 弹道修正引信特性,从引信的通用性角度出发,提出引信无线电系统结构的改进方法,对关键技术进行分析,并给出了相应的解决方案。