基于命中点的巡飞弹引战配合设计
巡飞弹航迹导引方法研究_黄叙磊
第30卷 第2期2010年4月弹 箭 与 制 导 学 报Jour nal of P roject iles,Rockets,M issiles and Guidance V ol.30 N o.2Apr 2010巡飞弹航迹导引方法研究*黄叙磊,王 根,张 宝(中国兵器工业第203研究所,西安 710065)摘 要:针对巡飞弹等高、常速巡飞等特点,将整条航迹分为直线段和转弯段,利用假设条件,提出一种导引方法:在直线段进行位置和偏差角控制,转弯段采用转弯控制,进而完成整个航迹导引并确保巡飞弹在飞行过程中偏离航线的误差较小。
通过仿真可以看出,此方法使得巡飞弹在整个飞行过程中偏离航线的误差极小。
关键词:导引方法;位置控制;偏差角控制;转弯控制中图分类号:TJ76513 文献标志码:AGuidance Approach Study for Scout Missile Flight TrackH U A N G Xulei,W A NG Gen,ZH A N G Bao(N o.203Research Inst itute of China O rdnance Industries,Xi .an 710065,China)Abstract:Scout missile has the char act eristic of constant heig ht and constant velocity cruise -fly ing,so the who le flight tr ack can be div ided into beeline -stage and w heeling stage.U nder the reasonable hy po thesis,a guidance appr oach can be bro ug ht fo rw ard:using po sitio n contr ol metho d and deviat ion angle co nt rol method in the beeline -stag e and using the sw erve contro l method in the w hee-l ing -stage in o rder to co mplete the g uidance of w hole t rack and insur e t hat in t he flying of scout missile t he er ro r of deviat ing fr om flig ht track is r elativ ely sma ll.Keywords:g uidance appr oach;position co nt ro l;deviation angle co nt rol;sw erve co ntr ol0 引言巡飞弹是信息化武器,能够在未来信息化战场中参与武器对抗体系杀伤链而发挥重要的作用。
巡飞航弹高度控制系统参数空间设计方法_沈坚平
摘要：研究了一种巡飞航弹高度控制系统的计算机辅助设计方法。
针对巡飞航弹在巡飞过程中参数时变特征，采用参数空间方法对巡飞航弹俯仰角稳定回路和高度稳定回路参数进行设计。
由于高度稳定回路阶次较高，不利于参数空间方法实现，提出对角稳定回路降阶的办法来选取高度控制参数，并在时域和频域里对控制系统的品质进行了分析。
仿真结果表明控制系统满足巡飞航弹等高巡飞的指标要求。
研究结果有较好的理论和工程实用价值，可以为巡飞弹控制系统的深入研究提供参考。
关键词：控制系统，巡飞航弹，等高巡飞，参数空间法中图分类号：ＴＪ７６５．２文献标识码：Ａ巡飞航弹高度控制系统参数空间设计方法＊沈坚平1，于会江1，赵日2，孙瑞胜2，史立新1（１．解放军９５８５６部队，南京２１００２８；２．南京理工大学能源与动力工程学院，南京２１００９４）引言巡飞弹是一种能在目标区上方进行“巡弋飞行”，“待机”执行多种作战任务的新概念弹药［１］，例如美国的ＬＯＣＡＡＳ。
长航时等高巡飞是其实现侦察和智能攻击作战使命的前提。
为此，巡飞弹低速长航时、质量消耗的特点，使得控制系统模型的时变特性非常明显。
在设计高度控制系统时，需要考虑闭环系统在全弹道上的鲁棒性。
ＰＩＤ控制是工程上应用最为广泛的设计方法，控制器参数的整定是其设计的关键。
目前调参方法有很多种，经验设计法［２］、神经网络优化方法［３］等，但是大量的计算与反复调试给工程化研制进度势必造成重大影响。
为了能够通过计算机辅助手段迅收稿日期：２０１２－０８－１９修回日期：２０１２－０９－１６基金项目：国家部委预研基金（102080403）；南京理工大学自主科研专项基金资助项目（2010Z Y TS 045，2010G J P Y 022）作者简介：沈坚平（1962-），男，上海人，高级工程师。
研究方向：航空弹药。
＊文章编号：１００２－０６４０（２０１３）０９－０１２９－０４Ｖｏｌ．３８，Ｎｏ．９Ｓｅｐ，２０１３火力与指挥控制ＦｉｒｅＣｏｎｔｒｏｌ＆ＣｏｍｍａｎｄＣｏｎｔｒｏｌ第３８卷第９期２０１３年９月ＰａｒａｍｅｔｅｒＳｐａｃｅＤｅｓｉｇｎＭｅｔｈｏｄｏｆＡｌｔｉｔｕｄｅＣｏｎｔｒｏｌＳｙｓｔｅｍｆｏｒＬｏｉｔｅｒｉｎｇＭｕｎｉｔｉｏｎｓＲｅｌｅａｓｅｄｂｙＡｉｒｃｒａｆｔＳＨＥＮＪｉａｎ－ｐｉｎｇ１，ＹＵＨｕｉ－ｊｉａｎｇ１，ＺＨＡＯＲｉ２，ＳＵＮＲｕｉ－ｓｈｅｎｇ２，ＳＨＩＬｉ－ｘｉｎ１（1.Unit 95856of PLA ，Nanjing 210028，China ；2.School of Power Engineering ，NUST ，Nanjing 210094，China ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：It is studied computer -aided -design method of altitude control system for loitering munitions based on parameter space method.According to parameter time -vary characteristics of loitering munitions released by aircraft ，pitching stabilization loop and altitude stabilization loop are designed by using parameter space method.Since the order number of altitude stabilization loop is high ，which is not realized conveniently by using parameter space method ，it is put forward to select altitude loop parameter by deducing the order number of pitching stabilization loop.And quality of control system of close-loop is analyzed in time and frequency region.The simulation results are presented to reveal that the designed control system meet the index for flight with the same height of loitering munitions ，which can afford the reference to the deep study for loitering munitions.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍ，ｌｏｉｔｅｒｉｎｇｍｕｎｉｔｉｏｎｓｒｅｌｅａｓｅｄｂｙａｉｒｃｒａｆｔ，ｆｌｉｇｈｔｗｉｔｈｔｈｅｓａｍｅｈｅｉｇｈｔ，ｐａｒａｍｅｔｅｒｓｐａｃｅｍｅｔｈｏｄ１２９··（总第３８－）速设计好ＰＩＤ参数，参数空间法［４］作为鲁棒控制方法的一个分支，已经被运用于导弹的过载自动驾驶仪［５］和滚转自动驾驶仪［６］设计当中。
基于制导引信一体化的自适应起爆控制
ｉ ｅｒｔｄｗｉ ｅｇｎ ｒ ｄ ｅ ｅ ｔｅｄ ｓ ｎｏ ｅＧＩ Ｇ ｉ ｎｅＩｔｇａ ｄＦ ｚ ｇ ｃ ｍｂｎｄｗｉ ｖ ｚ ｔ ｄ ｃｄ ｎ ｇａｅ ｔ ｔ ｅｅｉ ｒ ａ ｓ ｋ ｒｈ ｅｉ ｆ ｈ Ｆ（ ｕｄ ｃ ｅｒｔ ｕ ｉ ） ｏ ｉｅ ｔ ｗａｅｆ ｅｉ ｉ ｒ ｕ ｅ ｔ ｈｈ ｃ ａｒ ｅ ， ｇ ｔ ａ ｎ ｅ ｎ ｈ ｕ ｓｎ ｏ
Ａｄａ ｔｖ ｔ ｎａ ｉ ｎ Ｃｏ ｔ ｏ ｓ ｄ ｏ ｕ ｄ ｎ ｅＩ ｔ ｇ ａ ｅ ｚ ｎｇ ｐ ｉ ｅＤｅ ｏ ｔｏ ｎ ｒ ｌ Ｂａ ｅ ｎ Ｇ ｉ ａ ｃ ｎ ｅ ｒ ｔ ｄ Ｆｕ ｉ
Ｓ ｈ ｍｏ Ｊａ ｉ ｇ ｅ Ｒｅ ｎ ｂ ｎ ， Ｃ ｅ ｏ ｕ Ｚ ｉ ｕ ， ｉｎ Ｊｎ ｌｉ ， ｎ Ｈｏ ｇ ｉ ｈ ｎ Ｈａ
２１ 第 ３ ０ ２年 期
导 弹 与 航 天 运 载 技 术
ＭＩ Ｉ ＳＳ ＬＥＳＡ ＮＤ ＳＰＡＣＥ ＥＨ Ｉ Ｖ ＣＬＥＳ
Ｎ ０． Ｏ１ ３２ ２ Ｓｕｍ Ｎ Ｏ． ９ ３１
总第 ３ ９ １ 期
文章编 号 ：１０ —１２２ １）３０４ －５ ０ ４７ ８（０ ２０ －０７０
（． ｈ ｓｉ ｓｔｔ ｆｈ ｒ ｏｃ ｎ ｉｅｒ ｇ ｉｅｓｙ ａｙ ａ ，７ ３ ０ ；２ Ｔ ｅ ５ ０ ｒ １Ｔ ｅ Ｍｉ ｌ Ｉ ｔｕｅ ｔｅ ｒｅ ｇｎ ｅｉ ｖｒｉ ，Ｓ ｎ ｕｎ １ ８ ０ ． ｈ １０Ａ ｍｙ， ｕｎ ｚ ｏ ， ｌ０ ０ ｓｅｎ ｉ ｏ ＡｉＦ Ｅ ｎ Ｕｎ ｔ ９ Ｇ ａｇ ｈｕ ５Ｏ ０）
率信 息与 自适应延时的对应 关 系。结果表 明引信 自适应延 时起爆控制可 以弥补 ＧＩ Ｆ受干扰后 不能提供起爆指令的 不足 ，在整
体设计 中实现战斗部适时起 爆。
舰空导弹武器系统的引战配合研究
关 键 词 ： 空 导弹 ； 舰 引战 配合 效率 ； 引信 延时 模 型
中图 分 类 号 ： Ｊ７ ０ 文 献 标 识 码 ： 文 章 编 号 ：０ ８１９ （０２０ —０７０ Ｔ ６ Ａ １０—１４ ２０ ）３０ １—４
ｌ 引 战 配 合 在 舰 空 导 弹 作 战 中 的 重 要 地 位
都 处 于 高 速 运 动 状 态 ， 何 使 战 斗 部 的 杀 伤 物 质 准 确 地 击 中并 致 命 地 杀 伤 目标 是 舰 空 导 弹 引 信 与 战 斗 如 部 配 合 研 究 的 中 心 问 题 。 空 导 弹 引 战 配 合 研 究 涉 及 到 目标 、 信 和 战 斗 部 三 方 面 在 遭 遇 段 的 相 互 协 调 舰 引 作 用 。随 着 目标 速 度 的 提 高 和 导 弹 作 战 空 域 的 扩 大 ， 舰 空 导 弹 引 战 配 合 的 要 求 愈 来 愈 高 ， 战 配 合 效 对 引
维普资讯 hBiblioteka tp://１ ８探 测 与 控 制 学 报
Ｋｄ ｊ— Ｐｌ／ Ｐｌ ｏ （ ２）
实 际条 件 下 单 发 杀 伤 概 率 是 指 对 给 定 空 域 点 、 定 目标 和 误 差 散 布 时 ， 实 际 的 引 信 启 动 性 能 计 算 给 按 或 打 靶 统 计 得 到 的 导 弹 单 发 杀 伤 概 率 Ｐ ， 理 想 配 合 条 件 是 指 引 信 在 最 佳 时 刻 引 爆 战 斗 部 。最 佳 时 刻 而
（ ）概 率 比 ２
用 实际配合条件下单发杀 伤概率值 尸 与 理 想 配 合 条 件 下 单 发 杀 伤 概 率 值 尸 。 比来 衡 量 ， ： 之 即
收 稿 日期 ： ０ ２ ０ — ３ ２ ０ — ２ ２ 作者 简 介 ： 生新 （９ ５ ）男 ， 北 武汉 人 ， 教 授 ， 士 ， 要从 事 舰载 导 弹及 作 战运用 研 究 。 钟 １５一 ， 湖 副 学 主
从外军引信装备研制情况看引信技术发展趋势
引信是能够感受环境和目标信息，从安全状态转换到待发状态，适时作用并控制弹药发挥最佳性能的一种装置。
引信是弹药的重要组成部分，是武器系统发挥终端效应的最终执行装置，它的作用的成败直接决定武器与目标对抗的成败。
作为弹药控制引爆子系统的引信，因系统小、投入少、效费比高，在引入高新技术方面优势明显，近年来发展十分活跃，仅美军１９９５年以来就定型了十余种引信。
研究外军近几年装备或在研引信的型号及其演变，分析引信主要技术领域的发展，可以初步认识国外引信技术现状，明确引信技术发展趋势。
这对于我军武器装备现代化建设特别是引信技术发展具有一定的指导借鉴意义。
１外军引信装备情况简介１．１小口径弹引信西方国家小口径炮系列为２０ｍｍ、２５ｍｍ、３０ｍｍ、３５ｍｍ和４０ｍｍ。
到上世纪９０年代，美国小口径弹引信基本上都是触发引信。
小口径弹配用的近炸引信中，有代表性的是法国汤姆逊公司研制的ＴＢ４０和ＴＢ３５引信。
为了增加小口径炮的防空反导能力，瑞士在上世纪９０年代开发了３５ｍｍ高炮ＡＨＥＡＤ弹的炮口感应装定引信。
美国为２０ｍｍ理想单兵武器和２５ｍｍ理想班组武器配备了空炸引信，采用了时间和计算转数技术以及小型固态ＭＥＭＳ安全系统使２０ｍｍ和２５ｍｍ小口径弹的杀伤效果显著提高。
１．２中大口径榴弹引信西方国家大口径加农炮及榴弹炮的口径主要有１０５ｍｍ、１５５ｍｍ和２０３ｍｍ，舰炮主要有７６ｍｍ、１００ｍｍ、１２７ｍｍ和１３０ｍｍ。
到上世纪９０年代，美国中大口径榴弹除了Ｍ７３９Ａ１、Ｍ７３２Ａ１引信继续使用外，先后装备了Ｍ７６２Ａ１／Ｍ７６７Ａ１电子时间引信、Ｍ７３２Ａ２近炸引信和Ｍ７７３多选择引信。
到２００２年美国主要采购的是Ｍ７８２多选择引信、Ｍ７６２Ａ１／７６７Ａ１电子时间引信和Ｍ７３２Ａ２近炸引信。
１２７ｍｍ舰炮主要装备ＭＫ４１９多功能引信。
７６ｍｍ舰炮主要装备无线电近炸引信。
另外空军ＡＣ－１３０Ｕ武装运输机还装备了用于１０５ｍｍ预制破片弹的ＦＭＵ－１６０／Ｂ近炸引信。
基于最大命中概率的新型舰炮对海射击火控解算技术
收稿日期： 2018-03-20
修回日期： 2018-04-16
作者简介： 吴 威（ 1994 —） ，男，河南驻马店人，硕士生，研究方向为
作战指挥系统。
等新型舰炮发射技术和外弹道展开了研究［6 －9］，求解 新型舰炮武器射击诸元，是当前亟待解决的问题。
新能源武器 发 射 的 弹 丸 初 速 可 调，对 视 距 内 同 一 目标进行打击，命中概率随弹丸初速的改变，存在着非 线性变化关系，弹丸初速是新型舰炮火控解算必需的 射击诸元要素。本文建立了弹丸外弹道模型，基于射 角逼近法建立解命中方程，进行弹道解算，以命中概率 最大为约束条件，采用二分法求解射击诸元，为新型舰 炮武器火控解算、射表制定提供理论依据。
基于最大命中概率的新型舰炮对海射击火控解算技术
吴 威， 吴 玲， 卢发兴
（ 海军工程大学兵器工程学院，武汉 430033）
摘 要： 根据新型舰炮初速可控的特点，提出了一种基于最大命中概率的射击诸元解算方法。初速可控舰炮增加了
弹丸初速作为射击诸元要素。对视距内目标进行打击时，命中概率与弹丸初速之间存在着非线性变化关系。通过建
1 弹丸外弹道模型
弹丸外弹道模型是弹道解算和求解射击诸元的基 础。建立新型舰炮弹丸外弹道模型，采用直角坐标系 OXYZ，O 在发射点，轴线 OX 位于水平面上，方向为弹
第3 期
吴 威等： 基于最大命中概率的新型舰炮对海射击火控解算技术
0 引言
新能源发射技术发展迅速，电磁轨道炮、电热化学 炮等初速可调的新型武器［1］应用前景广阔。弹丸初速 是新型舰炮必须考虑的射击诸元要素，因此，传统舰炮 火控解算技术已经不适用于新型舰炮武器系统。诸元 解算是火控系统 的 核 心 任 务 之 一 ，传 统 舰 炮 求 解 射 击 诸元一般采用射表法、解弹道方程组法［2］； 数值方法解 弹道方程通常采用二分法和落点诸元信息的弹道解算 方法［3 －5］，研究较为成熟。目前，国内外对电磁轨道炮
从外军引信装备研制情况看引信技术发展趋势
引信是能够感受环境和目标信息，从安全状态转换到待发状态，适时作用并控制弹药发挥最佳性能的一种装置。
引信是弹药的重要组成部分，是武器系统发挥终端效应的最终执行装置，它的作用的成败直接决定武器与目标对抗的成败。
作为弹药控制引爆子系统的引信，因系统小、投入少、效费比高，在引入高新技术方面优势明显，近年来发展十分活跃，仅美军１９９５年以来就定型了十余种引信。
研究外军近几年装备或在研引信的型号及其演变，分析引信主要技术领域的发展，可以初步认识国外引信技术现状，明确引信技术发展趋势。
这对于我军武器装备现代化建设特别是引信技术发展具有一定的指导借鉴意义。
１外军引信装备情况简介１．１小口径弹引信西方国家小口径炮系列为２０ｍｍ、２５ｍｍ、３０ｍｍ、３５ｍｍ和４０ｍｍ。
到上世纪９０年代，美国小口径弹引信基本上都是触发引信。
小口径弹配用的近炸引信中，有代表性的是法国汤姆逊公司研制的ＴＢ４０和ＴＢ３５引信。
为了增加小口径炮的防空反导能力，瑞士在上世纪９０年代开发了３５ｍｍ高炮ＡＨＥＡＤ弹的炮口感应装定引信。
美国为２０ｍｍ理想单兵武器和２５ｍｍ理想班组武器配备了空炸引信，采用了时间和计算转数技术以及小型固态ＭＥＭＳ安全系统使２０ｍｍ和２５ｍｍ小口径弹的杀伤效果显著提高。
１．２中大口径榴弹引信西方国家大口径加农炮及榴弹炮的口径主要有１０５ｍｍ、１５５ｍｍ和２０３ｍｍ，舰炮主要有７６ｍｍ、１００ｍｍ、１２７ｍｍ和１３０ｍｍ。
到上世纪９０年代，美国中大口径榴弹除了Ｍ７３９Ａ１、Ｍ７３２Ａ１引信继续使用外，先后装备了Ｍ７６２Ａ１／Ｍ７６７Ａ１电子时间引信、Ｍ７３２Ａ２近炸引信和Ｍ７７３多选择引信。
到２００２年美国主要采购的是Ｍ７８２多选择引信、Ｍ７６２Ａ１／７６７Ａ１电子时间引信和Ｍ７３２Ａ２近炸引信。
１２７ｍｍ舰炮主要装备ＭＫ４１９多功能引信。
７６ｍｍ舰炮主要装备无线电近炸引信。
另外空军ＡＣ－１３０Ｕ武装运输机还装备了用于１０５ｍｍ预制破片弹的ＦＭＵ－１６０／Ｂ近炸引信。
弹目姿轨复合交会引战配合仿真实验研究
弹目姿轨复合交会引战配合仿真实验研究弹目姿轨复合交会是指弹药和目标相对运动过程中轨迹和姿态的复合交会。
在弹药智能化发展的大背景下,配用能量利用率高、附带毁伤小的定向战斗部的智能弹药是发展趋势之一。
随之而来的是引战配合中需要考虑弹体和目标相对运动过程中轨迹和姿态复合交会的情况。
本文以弹目姿轨复合交会的一种典型代表——配有多模EFP战斗部的巡飞弹为研究背景,对弹目姿轨复合交会下的引战配合进行仿真实验。
主要有如下几方面的工作:⑴分析巡飞弹攻击目标的过程,结合实验室现有的弹目姿轨复合交会仿真实验系统,分析仿真实验系统各子系统以及各功能模块与实际系统之间的相似性关系,在此基础上建立仿真实验方案。
⑵建立引战配合数学模型。
在基本假设的条件下,建立基于仿真实验系统的引战配合数学模型和弹体姿态调控方法,得到为实现精准命中目标所需的最佳延迟起爆时间和弹体姿态调整角度,通过计算机仿真验证该算法的有效性。
⑶建立基于LabVIEW和dSPACE的引战配合仿真实验。
在模拟弹目相对运动环境下,获取弹目相对运动信息和弹体姿态信息。
然后,在LabVIEW环境下建立弹目交会起爆控制算法,并计算得到的数据发送到dSPACE 仿真机,控制弹体姿态调整。
最后,对仿真实验系统进行整体联调,记录实验数据,建立仿真实验结果的评价方法,对实验结果进行评价。
⑷建立基于DSP和dSPACE 的引战配合半实物仿真实验。
在基于LabVIEW和dSPACE仿真实验的基础上,在仿真实验回路中加入了DSP 硬件作为起爆控制算法的主处理芯片,并获取弹目交会仿真信息、弹体姿态模拟信息等。
分析了实验过程中各子系统的时间滞后问题对延迟起爆时间的影响。
最后进行仿真实验系统的整体联调。
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万方数据
北京理工大学学报第３０卷
度，可以认为目标静止，且忽略目标高度．
④引信发现目标到起爆战斗部，有充分的时间计算延时，即不会因为处理器性能而错过最佳启动时机．
２命中点模型
２．１命中点定义
爆炸成型弹丸战斗部在炸药爆炸后，在爆轰波的作用下将药型罩压垮、翻转和闭合形成高速弹体，这种高速弹丸对炸高不敏感、抗反应装甲能力强且侵彻后效大，特别适合打击坦克等目标的顶装甲［３３．从引战配合的角度分析，描述战斗部起爆时与目标的空间位置关系，一般用战斗部破片动态飞散区数学模型表示．但是对于爆炸成型弹丸战斗部，其毁伤物质为单个弹丸，即只有一个毁伤元，所以动态飞散区模型并不适用于巡飞弹引战配合设计．目标只是被这一个弹丸命中后才造成相应的毁伤效果，所以研究弹丸命中目标的准确位置，即命中点是关键．在上述分析基础上，命中点可以定义为战斗部起爆后形成的弹丸飞行矢量与地面（目标）的交点．命中点示意图如图１所示．
图１命中点示意图
Ｆｉｇ．１Ｄｉａｇｒａｍｏｆｔｈｅｈｉｔｐｏｉｎｔ
２．２静态命中点模型
巡飞弹命中点的标量方程需要在弹体坐标系、速度坐标系、弹道坐标系和地面坐标系下进行描述，有关定义和坐标系转换见文献［４］．为便于分析，首先考察静态下的命中点坐标，并在此基础上考察动态命中点坐标．
图２为命中点示意图．图２中点０为巡飞弹质心，点Ａ。
为其在地面的投影点．Ｏｘ。
ｙ。
ｚ，为弹体坐标系，Ｏｘｙｚ坐标系为地面坐标系Ａ。
ｘｙｚ沿Ｙ轴向上平移ｈ后得到的，其中Ａ。
ｚ轴指向目标．ｈ为巡
飞弹距地面高度．射线ＯＰ。
为ＥＦＰ战斗部射柬的发射方向，其方向是Ｏｙ。
轴的反向，点Ｐ。
为静态命中点．静态高低角ｅ。
为ＥＦＰ战斗部射束方向与Ａ。
ｙ轴的夹角，由弹体纵轴从后向前看，射柬方向在左侧，则ｅ。
为正，反之为负；静态方位角Ａ。
为０Ｐ。
在地面的投影Ａ。
Ｐ。
与Ａ。
ｚ轴的夹角，从Ａ。
ｙ轴俯视，若由Ａ。
ｚ转向Ａ。
Ｐ。
为逆时针旋转，则Ａ。
为正，反之为负．
图２静态命中点示意图
Ｆｉｇ．２Ｓｔａｔｉｃｈｉｔｐｏｉｎｔ
根据图２中的几何关系，在弹体相对于地面坐标系的姿态角已知的情况下，得出静态命中点Ｐ。
在地面坐标系Ａ。
ｘｙｚ的坐标．
２．２．１射束的坐标变换
由于战斗部安装位置的原因，射束方向是在弹体坐标系下沿Ｏｙ轴反向，必须转换到地面坐标系下考察，转换公式为
卜］『－ｏ］
Ｉｕ扣ｌ—Ｌ一１（妒，￡９，），）ｌ一１ｂ，（１）
Ｉ＂柏ＩＬ钊
式中：％为弹丸静态速度；Ｖｘｏ，础蚰，口神分别为静态弹丸速度在地面坐标系的分量；ｃ，，≯，ｙ分别为巡飞弹的俯仰角、偏航角和滚转角；Ｌ．１（≯，０，ｙ）为地面坐标系到弹体坐标系的变换矩阵的逆阵．
２．２．２射束方向角
根据图２中射束０Ｐ。
在空间的几何关系，可以
确定静态高低角ｅ。
和静态方位角．：Ｉ。
．
一ａｒｃｃｏｓ％莘赢），㈩
Ａｏ＝ａｒｃｔａｎ（ｖ加／ｖ神）．（３）２．２．３静态命中点坐标
在高度和射束方向确定后，可以得到静态命中万方数据
万方数据
万方数据
基于命中点的巡飞弹引战配合设计
作者：刘松， 范宁军， 杨喆， LIU Song， FAN Ning-jun， YANG Zhe
作者单位：北京理工大学,机电学院,北京,100081
刊名：
北京理工大学学报
英文刊名：TRANSACTIONS OF BEIJING INSTITUTE OF TECHNOLOGY
年，卷(期)：2010，30(9)
被引用次数：0次
1.郭美芳.范宁军多模式战斗部与起爆技术分析研究 2005(1)
2.李炜基于弹体扰动的巡飞弹多模战斗部引战配合技术研究 2007
3.卢芳云.李翔宇.林玉亮战斗部结构与原理 2009
4.雷虎民导弹制导与控制原理 2006
5.李炜.王正杰.范宁军巡飞弹姿态约束条件下引战配合系统分析 2008(1)
6.周亮巡飞弹弹目交会姿态识别与炸点控制技术研究 2006
1.期刊论文柏席峰.范宁军.王正杰.BAI Xi-feng.FAN Ning-jun.WANG Zheng-jie小型巡飞弹引战配合分析-弹箭
与制导学报2006,26(2)
在分析以低成本自主攻击子弹药(LOCAAS)为原型的小型巡飞弹引战配合特点的基础上,建立了巡飞弹引战配合的数学模型.然后依据此模型,得出控制MEFP战斗部最佳起爆时机的延时算法.最后介绍了如何通过计算机仿真的方法,得到交会参数对引战配合的影响曲线,并给出部分仿真结果.
2.期刊论文李炜.王正杰.范宁军.LI Wei.WANG Zheng-jie.FAN Ning-jun巡飞弹姿态约束条件下引战配合系统分
析-宇航学报2008,29(1)
多模EFP弹药是各国正在努力发展的新型弹药,这种弹药的最大特点就是战斗部毁伤元素具有射束性,这就对引信系统的设计提出了新的要求.巡飞弹作为多模EFP战斗部应用的典型系统,其动态特性将会直接影响引战配合效率和引信的启动规律.为了能够更好地分析和解决巡飞弹姿态约束对于引战配合影响的问题,首先简要分析了巡飞弹的动态特性,引入目标命中函数的概念来分析巡飞弹姿态对于弹着点的影响.目标命中函数可以直观地表明姿态角对于EFP弹丸弹着点的影响.在评估目标毁伤概率的时候,需要考虑姿态角因素.
3.期刊论文李炜.王正杰.范宁军.LI Wei.WANG Zhengjie.FAN Ningjun巡飞弹上引信作用延迟时间宽容度的计算
方法-弹箭与制导学报2008,28(2)
巡飞弹上的EFP战斗部是一种聚能定向战斗部,其毁伤元素只朝一个方向作用.巡飞弹姿态对于引战配合效率有着尤为重要的影响,这是不同于一般引战配合的.对于巡飞弹上的EFP战斗部系统来说.不仅要选择最佳起爆位置,同时也要选择最佳起爆姿态.采用延时调整的方法来满足交会过程中的弹道约束和姿态约束,使引信在适当的位置以适当的姿态起爆战斗部.通过典型攻击弹道情况下引信延时宽容度的计算,分析了两种约束条件对于延时宽容度大小的影响,为实现精确炸点控制提供了一种可行的控制策略.
4.期刊论文刘松.范宁军.LIU Song.FAN Ning-jun弹体姿态调控引信系统设计与仿真-兵工学报2010,31(1)
为减小巡飞弹弹体姿态偏差对引战配合的不利影响,提出弹体姿态调控引信的概念.在利用弹上信息的基础上,设计一种通过弹上加装微型脉冲推冲器产生的直接力快速调控弹体滚转角的引信;建立滚转角调控量计算模型,利用相平面分析法,设计微型脉冲推冲器的启动策略,保证弹体姿态在起爆时满足最佳引战配合要求.仿真结果表明调控时间短,使用的微型脉冲推冲器数量少,利用引信进行姿态调控是可行的.
本文链接：/Periodical_bjlgdxxb201009002.aspx
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下载时间：2011年2月25日。