脈沖末修迫彈彈道特性教育統(tǒng)計(jì)安裝包分析與控制方案設(shè)計(jì)
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發(fā)展低成本的有控迫彈是提高迫擊炮武器系統(tǒng)射擊精度的重要途徑之一。本文以某型末修迫彈為研究對(duì)象,利用脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)作為其控制執(zhí)人民高考教育頻道行機(jī)構(gòu),采用簡(jiǎn)幼兒教育指導(dǎo)綱要案例易控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)末段彈道修正,提高命中精度。為此,針對(duì)末修迫彈在研究過程中遇到的彈..
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發(fā)展低成本的有控迫彈是提高迫擊炮武器系統(tǒng)射擊精度的重要途徑之一。
本文以某型末修迫彈為研究對(duì)象,利用脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)作為其控制執(zhí)人民高考教育頻道行機(jī)構(gòu),采用簡(jiǎn)幼兒教育指導(dǎo)綱要案例易控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)末段彈道修正,提高命中精度。為此,針對(duì)末修迫彈在研究過程中遇到的彈道、控制等相關(guān)云南文山教育問題,本文開展了較為深入的研究,主要教育學(xué)考研大綱內(nèi)容包括：
(1)脈沖末修迫彈飛行彈道模型研南京白下教育究。針對(duì)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn)及其力學(xué)作用過程,利用矩形波函數(shù)建立了瞬時(shí)脈沖控制力模型；基于沖量相等幼師教育學(xué)答案原則提出了等效平均脈沖控制力模型。在此基礎(chǔ)上,根據(jù)牛頓第二定律和動(dòng)量矩定理,建立了兩種脈沖控制力下的迫彈六自由度剛體彈道模型：采用瞬時(shí)脈沖控制力和控制力矩的瞬態(tài)彈道模型用于彈道仿真計(jì)算；采用等效平均脈沖控制力和控制力矩的均態(tài)彈道模型用于脈沖作用下角運(yùn)動(dòng)和質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的理論分析。
(2)脈沖末修迫彈彈道特性分析。根據(jù)脈沖末修迫彈飛行彈道模型,編制了彈道計(jì)算程序,對(duì)迫彈無控狀態(tài)下末段彈道諸元的變化規(guī)律及最大射程條件下的落點(diǎn)散布等進(jìn)行了仿真分析；在設(shè)定的脈沖控制參數(shù)條件下,對(duì)有控彈道特性進(jìn)行了仿真分析；在此基礎(chǔ)上,通過對(duì)迫彈的繞心運(yùn)動(dòng)進(jìn)行合理簡(jiǎn)化,建立了其在脈沖作用下的攻角運(yùn)動(dòng)方程,推導(dǎo)出其相應(yīng)的解析解,提出了可用于指導(dǎo)脈沖沖量大小及軸向偏心距離設(shè)計(jì)的飛行穩(wěn)定性約束條件。
(3)脈沖參數(shù)對(duì)修正彈道的影響。分析了脈沖參數(shù)(啟控點(diǎn)、單脈沖沖量、脈沖作用個(gè)數(shù)、脈沖持續(xù)作用時(shí)間及多脈沖點(diǎn)火模式等)和脈沖布局(單排周向和雙排周向布局)對(duì)修正彈道的影響；彈體自旋是實(shí)施脈沖修正教育改變?nèi)松幕A(chǔ),為此,分析了彈體河北省教育部平衡轉(zhuǎn)速對(duì)修正彈道的.影響；在考慮脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)徑向偏心距的條件下,研究了脈沖控制引起的轉(zhuǎn)速變化對(duì)彈道的影響,結(jié)果表明,轉(zhuǎn)速變化對(duì)彈道修正效果和飛行穩(wěn)定性有較大的影響,在工程研制中應(yīng)盡量減小脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)徑向偏心距引起的轉(zhuǎn)速變化。
(4)脈沖末修迫彈參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)模型及求解。針對(duì)脈沖末修迫彈的彈道特性,選取了優(yōu)化設(shè)計(jì)變量,確定了目標(biāo)函數(shù)和約束條件,建立了脈沖末修迫彈參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)數(shù)學(xué)模型；提出了適于求解該優(yōu)化模型的改進(jìn)粒子群算法。仿真結(jié)果表明,該算法能夠快速、可靠地求得最優(yōu)解,為該類迫彈的參數(shù)設(shè)計(jì)提供了理論依據(jù)。
(5)激光半主動(dòng)體制下的末段控制方案設(shè)計(jì)。通過對(duì)激光半主動(dòng)末修迫彈武器系統(tǒng)的組成、作用過程及末段修正原理進(jìn)行分析,推導(dǎo)出采用捷聯(lián)激光導(dǎo)引頭的迫彈在彈道末段的目標(biāo)捕獲域公式；提出了一種根據(jù)激光導(dǎo)引頭所提供的角度測(cè)量信息進(jìn)行脫靶量預(yù)測(cè)的方法,采用衰減記憶濾波法對(duì)滾轉(zhuǎn)角測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行了降噪處理,在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了適配的控制方案。仿真結(jié)果表明,采用本文的設(shè)計(jì)方案對(duì)迫彈實(shí)施末段彈道修正,可以大幅度提高其射擊精度,滿足設(shè)計(jì)要求。
(6)衛(wèi)星定位體制下的末段控制方案設(shè)計(jì)。針對(duì)衛(wèi)星定位系統(tǒng)對(duì)迫彈的測(cè)量數(shù)據(jù)(三維位置和速度),構(gòu)建了非線性彈道濾波器；基于對(duì)三自由度質(zhì)點(diǎn)彈道模型的近似求解,提出了一種通過估算剩余飛行時(shí)間預(yù)測(cè)落點(diǎn)的方法,在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了適配的控制方案。仿真結(jié)果表明,采用該方案對(duì)迫彈實(shí)施末段修正,能夠大幅減小迫彈的落點(diǎn)散布,相同條件下其精度好于激光半主動(dòng)體制下的彈道控制精度。
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