弹道修正弹实际弹道探测技术综述
第15卷第1期 弹 道 学 报 Vol.15No.12003年3月 JournalofBallisticsMarch2003
弹道修正弹实际弹道探测技术综述高 敏 张 强(军械工程学院弹药工程系,石家庄050003)
摘要 概述了弹道修正弹的实际弹道探测技术,对主要的几种探测技术进行了分析比较,提出了我国弹道修正弹弹道探测技术发展的基本思路.关键词 弹道修正弹,弹道探测,FCS,GPS,INS中图分类号 TJ012136
弹道修正弹的基本原理是在弹丸发射前根据探测到的炮位坐标、目标坐标等信息预先装定标称弹道信息,弹丸发射后探测飞行弹丸的实际弹道,将此实际弹道与预先装定的标称弹道进行比较,并结合更新的目标信息计算出弹道偏差,根据偏差的大小控制弹上的修正机构进行距离或(和)方向修正.根据弹道修正弹的基本原理,可知探测飞行弹丸的实际弹道是弹道修正的基础.因而实际弹道探测技术是研制弹道修正弹的关键技术.弹道探测一直是弹道研究、靶场试验和火炮设计人员十分关注的问题.早期的弹道探测,主要用于外弹道理论研究和射表编制,还没有直接与野战炮兵射击、快速反应、火力对抗及提高首发命中率联系起来.在这种条件下,对于近距离平射弹道可以直接确定弹丸的弹道坐标或速度,对于大射角远程弹道利用摄影经纬仪等光学法确定弹道坐标,对于远程武器的弹道探测一般只能探测弹着点.随着武器装备技术的发展,特别是对武器系统射程与精度要求的不断提高,弹道修正弹概念应运而生,给弹道探测技术应用开辟了新的应用领域,并提出了更高的要求.同时定位雷达技术的不断成熟,GPS技术与INS技术的出现,使实时探测飞行弹丸的实际弹道成为可能.本文根据不同探测系统的技术原理,结合修正技术要求,对主要的实际弹道测量技术进行了分析与比较,提出了实际弹道探测技术的发展建议.
1 实际弹道探测技术探测弹丸实际弹道主要采用3种技术:地面火控系统(FCS)雷达、全球定位系统(GPS)和惯性导航系统(INS).其中,采用FCS雷达是半主动模式,采用GPS或INS是全主动模式.以径向脉冲推力弹道修正弹为例.在半主动模式下,弹丸靠外部系统获得实际弹道,根据获得的实际弹道与已知目标位置,FCS计算机解算出脉冲发动机的点火时间与角度,由FCS与弹丸之间的数据链传送给飞行中的弹丸,使其在特定的时间点燃脉冲发动机修正弹
收稿日期:2002-05-09道.在全主动模式下,弹丸发射前,预先装定标称弹道.发射后,利用弹载系统确定实际弹道,弹载计算机直接解算出脉冲发动机的点火时间与角度,使其在特定时间和角度点燃脉冲发动机来修正弹道.2种探测模式都可以在弹丸飞行过程中更新目标信息,然后系统根据更新的目标信息与实际弹道确定点燃脉冲发动机的时间与角度.这样,修正弹就能够更有效地命中活动目标,并且能够进一步弥补自身在飞行过程中的弹道偏差.111 半主动模式半主动模式设备包括:确定目标信息和弹丸实际弹道的FCS雷达,确定弹丸滚动角速度、滚动角和俯仰角的陀螺仪,炮口速度探测器,地面FCS计算机,以及地面FCS和弹丸的数据链.FCS接收更新的目标信息有多种途径:前方侦察哨、武装侦察飞机、侦察卫星和战地指挥控制中心.11111 火控雷达地面雷达有多种方式跟踪弹丸弹道:(1)传统方式.弹丸被动地把雷达信号反射回雷达接收机.(2)异频收发方式.弹丸主动地发射对应雷达信号的异频信号给被动接收的雷达天线,多普勒雷达能够探测弹丸速度,这样就可以利用雷达信息来确定弹丸的实际弹道及弹着点.11112 陀螺仪用滚动角速度陀螺仪、俯仰角陀螺仪、模数转换器和微处理器确定弹丸的滚动角速度、滚动角和俯仰角,陀螺仪采用固封技术来抗发射过加速度.热电池为陀螺仪提供能量使其在整个弹道飞行中保持工作状态.陀螺仪为双通道12比特模数转换器提供模拟电信号.模数转换器输出数字信号到微处理器.微处理器处理数字信号得到弹丸的滚动角速度和俯仰角.俯仰角速度陀螺仪和卡尔曼滤波程序内插挠度(重力引起的),经多次积分就可得到所需的垂直基准.另一个获得垂直基准的方法是利用包含大量感应物质的有光泽、坚硬的四氟乙烯碳氟聚合物环.聚合物在存储、发射和飞行过程中一直都处于液体状态,这样它的内聚力系数比附着力系数大,根据液体自身的粘着属性,重力通过接触两电极探测到垂直基准.获得垂直基准后,微处理器就可根据它和滚动角速度算出滚动角.11113 炮口速度探测器炮口速度探测器探测弹丸出炮口速度,火控系统利用这些信息预先定位火控雷达使其快速进入锁定和跟踪状态,这2种技术的结合减少了实际雷达发射时间.这样,在布满反雷达导弹和雷达对抗炮射系统的现代战场,增强了雷达的生存能力.11114 计算弹道修正量在得到弹丸的滚动角速度、滚动角、俯仰角、实际弹道以及最近可能更新的目标位置后,火控系统计算机计算出脉冲发动机准确的点火时间与角度.此信息通过火控系统-弹丸数据链发射机传输给弹丸数据链天线.火控系统与弹丸的数据链是高速脉冲或编码脉冲传输或其它具有适宜高数据频率和被电子对抗(ECM)低概率探测或影响的传输形式.112 全主动模式11211 全球定位系统(GPS)GPS是一种星基无线电导航和定位系统,能全天候、全时间、连续地提供精确的三维位置、三维速度以及时间信息.GPS系统向全世界用户开放的C/A码提供的水平定位精度高
88 弹 道 学 报 第15卷达100m(2Drms),垂直定位精度为156m(2Drms);而P码提供的定位精度分别为水平1718m(2Drms)和垂直2717m(2Drms).在GPS模式中弹丸可以打后不管,弹丸发射后发射平台可以立即移开,避免反炮火力.GPS模式的功能如下:热电池为弹载电子装置提供能源.地面输入为微处理器提供弹丸发射坐标和所需的目标坐标.同样,地面输入为GPS接收机提供弹丸发射坐标及GPS接收机建立锁定GPS卫星所需的信息.即,当弹丸在炮膛尾部时,地面输入利用磁声结合技术提供弹丸与地面系统之间的接口.发射后,GPS接收机通过弹载GPS天线阵锁定GPS卫星族,弹丸旋转时将用多个GPS天线确保GPS接收机始终能接收到GPS卫星信号.微处理器利用从GPS接收机接收到的弹丸位置来确定弹丸弹道.垂直基准是通过测量GPS信号的增幅和衰减经几次积分得到,滚动角速度通过GPS信号在GPS天线上的/颤动0确定,俯仰角通过GPS系统得到.这样,微处理器将用弹丸弹道、弹丸滚动、弹丸俯仰角和更新的目标位置确定准确的脉冲发动机点火时间与角度.11212 惯性导航系统(INS)INS是一种既不依赖于外部信息、又不发射能量的自主式导航系统,隐蔽性好,不怕干扰.惯性导航系统所提供的导航数据十分完全,除能提供载体的位置和速度外,还能给出航向和姿态角;而且,它又具有数据更新率高、短期精度和稳定性好的优点.弹丸出炮口前,INS模式和GPS模式一样,利用地面输入预先装定弹丸发射坐标和目标坐标以及INS探测基准信息.发射后,弹载INS自主地探测弹丸弹道、弹丸滚动角速度、滚动角和俯仰角.弹上的微处理器根据这些信息和更新的目标位置确定准确的脉冲发动机点火时间与角度.这样,由于不用地面雷达或异频雷达收发系统,弹丸将可以利用隐身技术防止反炮射炮兵跟踪弹丸.
2 弹道探测技术存在的问题及对策211 半主动模式空间定位雷达技术探测弹丸全弹道存在以下问题:(1)全弹道雷达跟踪需高价值空间定位雷达,不利于大量装备;(2)远距离雷达跟踪无异于给敌方指示目标,生存能力大大降低;(3)不能发射后就走,机动性降低;(4)跟踪多个目标,虽然技术上可行,但实际实施比较困难.但可以采用雷达跟踪初始段3~5km以内的距离修正方案.据雷达跟踪数据处理出弹着误差,下达修正指令.这比跟踪到末段对雷达的要求大大降低,可能使用轻巧的低价值雷达实现,有可能做到每门炮配一部雷达.当然,这没有跟踪到弹道末段修正精度高,但既然只是距离修正,本来就不是完全的修正概念,所以能修正到接近原有的方向偏差就足够了.配用多普勒初速雷达的阻力型距离修正概念,这种概念是用多普勒初速雷达跟踪测量弹丸速度至弹道初期摆动段以后,如1~2km,跟踪固定时间点测量的速度与该时间点应有的标准速度比较,算出弹着误差,下达修正指令,伸开阻力环或炸掉弹顶,只进行1~2次修正.可以把阻力环设计成能伸开成大、中、小3档直径.根据弹道计算求得的误差,按修正量级需要,
89第1期 高 敏等 弹道修正弹实际弹道探测技术综述 指令阻力环打开到小档、中档或大档.同样,炸掉的弹顶部也可以照此办理.炮弹的射程取决于射角、初速和弹道系数三大要素,此外就是气象条件特别是纵风的影响.弹道系数的影响是全弹道的,但其只在初始扰动段变化最大.同一种弹可以相差4~5倍以上,其随机性极大,无从预先估计.弹丸摆动造成攻角的大变化,从而使弹丸在初始扰动区内速度衰减相差很大.通过测量摆动段结束后的速度,不仅考虑了炮口初速对射程的影响,而且把弹道系数影响的主要部分也考虑进去了.为了简化设备,从抓主要矛盾着手,抓住了摆动期结束后弹丸的速度,就抓住了引起射程误差的主要部分.至于气压、纵风等气象条件的影响,可以通过有关的气象测量予以考虑.探测部分弹道肯定没有跟踪到弹道末段予以修正的精度高,但所需地面设备则可大大简化,每门炮都可在炮管上装备廉价的多普勒初速雷达.这样不仅因装备价值低,有可能大量装备,而且因雷达功率小不易被敌方探测,生存能力提高.若是自行火炮,一个齐射后,在炮弹着地前即可撤离阵地.与雷达跟踪至弹道末段的方案比较,虽然修正精度有所降低,但技术难度和装备费用都大幅度下降,而且隐蔽性、机动性大大提高.若设计合理,有可能一次修正即能使射程偏差接近方向偏差.212 全主动模式21211 GPS探测系统只有GPS时存在的问题:(1)GPS易受电子对抗设备(ECM)干扰源的影响;(2)GPS动态响应能力较差;(3)GPS制导弹药操作需要垂直基准;(4)GPS接收机受到干扰后无法制导弹药.21212 INS探测系统只用INS时存在的问题:(1)惯性测量组合(IMU)/惯性导航系统(INS)需要初始化;(2)IMU/INS的初始化不准确,遭受中等发射冲击时需要重新初始化和更换数据;(3)定位误差随时间积累;(4)初始化需要雷达或全球定位系统(GPS)提供位置信息;(5)制导弹药增程当只有INS没有辅助时,陀螺仪需要0101b~010001b的加强精度.21213 GPS/INS组合探测系统将GPS的长期高精度性能特性和INS的短期高精度性能特性及不受干扰的优点有机地结合起来,使组合后的导航性能比任一系统单独使用时都有很大提高.典型的探测和控制功能框图如图1.当要求的输出速率高于GPS用户设备所能给出的速率时,可使用惯导数据在GPS相继2次更新之间进行内插;GPS通过不断更新惯性测量组合数据辅助惯性测量组合(IMU)进行跟踪,在因机动或干扰等信号中断期间的误差增长速率显然要比没有校准、自由状态下INS的误差增长速率低.GPS数据对INS的辅助,可使INS在运动中进行初始对准,提高了快速反应能力.当机动、干扰或遮挡使GPS信号丢失时,INS对GPS辅助能够帮助GPS接收机快捷地重新捕获GPS信号;同时惯性测量组合(IMU)和GPS紧密结合增
舰炮火控技术在弹道修正弹中的应用
Ａｂ ｔａｔ Ａｉ ｎ ｔｈ ｅｅ ｐ ｅ ｔ ｆｒ ｅｔｒ ｏｒｃｉｎｐｏｅｔｅｂｓｄＧ Ｓｇ ｉｅ ｄｃｒ ｌ ｉｎｆｅｃｎｒｌ ｓｒｃ： ｍｍｉｇａ ｔｅ ｖｌ ｍ ｎ ａ ｃｏｙｃｒ ｔ ｒｊｃｉ ａｅ Ｐ －ｕ ｄａ ｏｒ ａ ｏ ｒ ｏ ｔ ｄ ｏ ｏ ｔｊ ｅ ｏ ｌ ｄ ｎ ｅｔ ｉ ｏ ｔｃ ｎ ｌｇ ， ａｙｅ ｎ ｅｅｒｈｓｔｅｃ ｎｒｌｃａａｔ ｉｉ ａ ｄｐｉｃ ｌ ｏ ａｅｔｒ ｏｒｃｉｎｐｏｅｔｅ ｒｖｄ ｓ ｅｈ ｏｏ ｙａ ｌｚｓａ ｄｒｓａｃｅ ｈ ｏ ｔ ｈｒｃｅ ｓｃ ｎ ｒ ｉ ｅ ｆｔｊｃ ｙ ｃｒ ｔ ｒｊｃｉ， ｏ ｉｅ ｎ ｏ ｒｔ ｎｐ ｒ ｏ ｅ ｏ ｌｐ ｄ ｖ ｌ ｍｅｔ ｕ ｇｓ ｏ ｓｏ ｐｉ ｔ ｎｏ ｒ ｃ ｎｒｌ ｔｒ ｃｎ ｌｇ ｆ ａａ ｇ ｎｆｒｒ ｅｔｒ ｏｒｃｉｎ ｒ ｅｔｅ ｅ ｅ ｐ ｎ ｇ ｅｔ ｎ ｒ ｐ ｌ ａｉ ｆ ｅ ｏ ｔ ｕｅ ｅｈ ｏｏｙｏ ｖｌ ｕ ａ ｃｏ ｃ ｒ ｔ ｏ ｃ ｌ ｏ ｓ ｉ ｆ ａ ｃ ｏ ｆ ｉ ｏ ｍａ ｔ ｎ ｏｔｊ ｙ ｅ ｏ ｐ ｊ ｉ ｔ ｃ ｉ ｅｔｅｆｎｔ ｎ ｆ ｌ ｒ ｎ ｘｒｐ ｌｅｏ ａｌｔ ｎ ｏ ｔ ｌｏ ａ ｃ ｒ ｏｒｃｉｎｅ ． ｌｔｅｅｒｓａｃｓ ｏａｈｅ ｃｉ ｓ ｔ ｄｅ ｔ ｏａ ｆ ｌｓｃａｄｃｎｒ ｒｒｊ ｔ ｙｃｒ ｔ ｔ Ａ ｌｈｓ ｅｒｈ ｖ ｈ ｕ ｏ ｏｆ ｅａ ｉ ａ ｔ ｂ ｉｉ ｏｆ ｔ ｅｏ ｅ ｏ ｃ ｅ ｃｎ ｐｏ ｉ ｅｈ ｏｏ ｙ ｒｆｒｎ ｅｆｒｔｅ ｆｔｒ ｐ ｌ ａ ｏ ｆｆ ｅｃ ｎｒｌｔｃｎ ｌ ｙ ｏ ａａ ｇ ｎ ｆｒｔｊｃ ｒ ａ ｒｖｄ ｔ ｎ ｌｇ ｅｅｅ ｃ ｈ ｕｕｅ ａｐｉ ｔ ｎ ｏ ｒ ｏ ｔ ｅｈ ｏ ｇ ｆｎ ｖｌ ｕ ｏ ｒ ｅｔ ｙ ｅ ｃ ｏ ｃｉ ｉ ｏ ｏ ａ ｏ ｃ ｒ ｃｉｎ ｒ ｅｔｅ ｏ ｅｔ ｏ ｃｉ． ｏ ｐ ｊ ｌ Ｋｅ ｒ ｓ ｆｅｃｎｒｌ ｆ ａａ ｇ ｎ ｔｊｃ ｒ ｒ ｃｉ ｒ ｅｔｅｔ ｊｃ ｒ ｎｒｌ ｙｗｏｄ ： ｒ ｏ ｔ ｖ ｌ ｕ ；ｒ ｅｔ ｙｃ ｒ ｔ ｎｐｏ ｃ ｌ ｒ ｅｔ ｇｃ ｔ ｉ ｏｏ ｎ ａ ｏ ｏｅ ｏ ｊ ｉ； ａ ｏ ｏ ｏ
弹道分析原理
弹道分析原理弹道分析是一门研究弹道学原理的学科，它主要研究的是飞行物体在大气层内的运动规律和特性。
在现代军事科技中，弹道分析被广泛应用于导弹、火箭、炮弹等武器系统的设计和性能评估中。
同时，弹道分析也在航天器、航空器等领域发挥着重要作用。
本文将介绍弹道分析的基本原理和方法，以及其在军事和航天领域的应用。
首先，弹道分析的基本原理是基于牛顿运动定律和空气动力学原理。
在大气层内，飞行物体受到重力、空气阻力和升力等力的作用，其运动状态由牛顿运动定律描述。
同时，空气动力学原理描述了飞行物体在空气中的运动特性，包括空气动力学力、气动力矩和气动力系数等。
基于这些原理，可以建立飞行物体的运动方程，并通过数值模拟和实验验证来分析其弹道特性。
其次，弹道分析的方法主要包括数值模拟和实验验证两种。
数值模拟是利用计算机软件对飞行物体的运动进行模拟和计算，通过数值方法求解运动方程，得到飞行轨迹、速度、加速度等参数。
实验验证则是通过实际试验和观测来验证数值模拟的结果，包括飞行试验、靶场试验和实验室测试等。
这两种方法相辅相成，可以相互验证，提高弹道分析的准确性和可靠性。
弹道分析在军事领域有着广泛的应用。
在导弹、火箭和炮弹等武器系统的设计中，弹道分析可以评估其射程、精度、弹道稳定性等性能指标，优化设计方案，提高作战效能。
同时，弹道分析还可以用于武器系统的仿真训练和作战指挥，为军事决策提供科学依据。
在航天领域，弹道分析也是航天器轨道设计和飞行控制的重要工具，保障航天任务的顺利进行。
总之，弹道分析作为一门重要的工程技术学科，对军事和航天领域具有重要意义。
通过对飞行物体的运动规律和特性进行研究和分析，可以为武器系统设计和性能评估提供科学依据，为军事和航天事业的发展做出贡献。
希望本文介绍的弹道分析原理和应用能够对相关领域的研究人员和工程师有所帮助，推动弹道分析技术的发展和应用。
弹道分析原理
弹道分析原理
弹道分析原理是指通过对弹道飞行过程中的各种影响因素进行分析，来研究弹道飞行规律和性能特点的原理。
弹道分析是弹道学的重要组成部分，对于提高武器系统的精度和射程，增强作战能力具有重要意义。
首先，弹道分析原理涉及到的影响因素有很多，其中包括发射速度、发射角度、空气阻力、重力加速度、风速和风向等。
这些因素会对弹道飞行产生影响，因此需要进行系统分析和计算。
在弹道分析中，需要考虑到这些因素的相互作用，以及它们对弹道飞行轨迹的影响程度，从而确定弹道飞行的规律和特点。
其次，弹道分析原理还包括对弹道飞行过程中的各种力学和动力学问题进行研究。
这包括对弹丸的运动状态、速度、加速度等进行分析，以及对弹道飞行过程中的能量转化和损失进行计算。
通过对这些问题的分析，可以揭示弹道飞行规律的内在机理，为提高武器系统的精度和射程提供理论依据。
此外，弹道分析原理还需要考虑到弹道飞行过程中的不确定性因素。
这包括对气象条件、地形地貌、目标运动状态等因素的影响
进行评估和分析。
在弹道分析中，需要考虑到这些不确定性因素对弹道飞行轨迹的影响，从而进行飞行轨迹的预测和修正。
综上所述，弹道分析原理是一项复杂而又重要的工作。
通过对弹道飞行过程中的各种影响因素进行系统分析和计算，可以揭示弹道飞行规律和性能特点，为提高武器系统的精度和射程提供理论支持。
在未来的研究中，我们还需要进一步深入探讨弹道分析原理，不断完善分析方法和技术手段，为我国武器装备的发展和现代化建设做出更大的贡献。
弹道修正火箭弹齐射打击多个目标的方法
弹道修正火箭弹齐射打击多个目标的方法李超旺; 文健; 吕静; 曹永【期刊名称】《《弹箭与制导学报》》【年(卷),期】2018(038)003【总页数】6页(P113-118)【关键词】火箭弹; 弹道修正弹; 脉冲推冲器; 阻力板; 落点预测; 弹道仿真试验【作者】李超旺; 文健; 吕静; 曹永【作者单位】陆军工程大学石家庄校区弹药工程系石家庄050003; 94608部队南京221000【正文语种】中文【中图分类】TJ415; E9190 引言弹道修正火箭弹相对于无控火箭弹来说具有更高的射击精度,打击同一点目标时所需火箭弹数量更少,仍采用传统火力压制方式使用弹道修正火箭弹打击点目标将大大降低其作战效能[1-2]。
火箭炮装载火箭弹转移阵地时将会增加行军的危险性,应避免这种情况的发生,此外,通过调整射击诸元的方式打击不同的目标点时将降低火炮的战场生存能力,如何对弹道修正火箭弹进行作战使用还未见相关报道,也没有相关文献研究修正弹齐射时打击多个点目标的可行性及需要解决的关键问题。
文中在分析采用脉冲推冲器+阻力板组合修正火箭弹弹道修正特点的基础上,研究了组合修正火箭弹齐射时打击多点目标的方法。
1 工作原理及控制方案脉冲推冲器具有结构简单、响应时间短和受外界环境影响小的优点,已经在弹道修正弹上得到了应用。
阻力板具有较强的纵向修正能力,具有“瞄远打近”的特点,可大大提高火箭弹落角。
采用脉冲推冲器+阻力板的组合修正方案能发挥两种执行机构各自的优点,达到提高火箭弹射击精度和大落角打击地面目标的目的,提高火箭弹作战效能。
1.1 组合式弹道修正火箭弹工作原理组合式弹道修正火箭弹修正系统集成了脉冲推冲器和阻力板两种执行机构,其结构外形如图1所示。
图1 弹道修正火箭弹视图导航控制舱里面集成有北斗卫星接收机、天线、地磁测量模块、弹载计算机、热电池、脉冲推冲器阵列和阻力板。
火箭弹出炮口以后热电池被过载激活,为整个控制系统供电。
中大口径火炮弹道修正弹现状及发展分析
中大口径火炮弹道修正弹现状及发展分析
张健;杨莹;赵万江;胡雪岑
【期刊名称】《舰船电子工程》
【年(卷),期】2015(000)011
【摘要】论文分析了国外中大口径火炮弹道修正弹现状及发展情况，对比分析了各类修正弹的特点，提出了一维弹道修正弹、二维弹道修正弹及末端弹道弹的发展建议。
【总页数】4页(P5-7,34)
【作者】张健;杨莹;赵万江;胡雪岑
【作者单位】海军驻沈阳弹药专业军代室沈阳 110045;辽沈工业集团有限公司沈阳 110045;辽沈工业集团有限公司沈阳 110045;辽沈工业集团有限公司沈阳110045
【正文语种】中文
【中图分类】TJ012
【相关文献】
1.中大口径火炮射击密集度研究综述 [J], 王宝元
2.中大口径火炮弹药自动装填技术 [J], 刘琮敏;孙大鹏;范志国;张瑞霞
3.西方国家大口径火炮榴弹弹头机械触发引信发展综述 [J], 高飞;王雨时;闻泉;张志彪
4.中大口径火炮弹丸外弹道空气动力作用下引信旋松可能性 [J], 冯单翔;王雨时;张
志彪;闻泉;王光宇
5.突击、防空火炮口径发展趋势分析 [J], 张春;吴映锋;解伊娜;李鹏;张蛟;邢士勇因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
一维弹道修正理论与仿真
0引言弹道修正引信技术将引信的功能从安全控制、炸点控制和起爆控制拓宽到命中点控制,使引信不仅控制对目标实施有效的毁伤,而且还控制对目标的命中精度。
也就是说,弹道修正引信不仅具有传统引信系统保证弹药安全和控制战斗部起爆的功能,还具有感知及辨识弹道环境和修正弹道的功能。
它通过对弹丸实际弹道环境的辨识,预估弹道偏差,迅速产生弹道修正指令并传输给相应的执行机构,以达到对无控弹药的弹道修正。
发射后,炮弹即不受地面控制,因此抗干扰能力较强。
本文探讨的迫击炮一维弹道修正引信的基本目的是在不增加士兵后勤负担的情况下,提高步兵迫击炮间接射击的有效性。
一维弹道修正模块使之成为一个灵巧武器,能减小射程误差,提高其打击毁伤效率。
1一维弹道修正模块设计引信对弹道修正模块在各方面有严格的要求和限制,具体如下:(1)弹道修正模块必须在系统通过测量、计算得到的不定时刻t起,通过某种方式显著增加引信在飞行中所受的空气阻力;(2)在t时刻之前,弹道修正模块的附加不应对原弹道特性产生显著影响;(3)由于现实条件限制,引信提供给修正模块的最大空间仅为17 cm3,因此空间利用率愈高愈好;(4)目前技术条件下,引信无法为修正模块提供过多电能,以带动电机等耗能设备;(5)弹丸在飞行过程中不作任何旋转运动,不能提供任何大小的离心力。
基于以上要求,本设计选取可以存储能量的扭转弹簧作为机构打开的动力源。
如图1所示:8个叶片分别受起始角为0°,自然角为108°扭转弹簧作用;固定盘受起始角为0°,自然角为17.5°的扭转弹簧作用。
控制装置在一定时刻释放桨式叶片,通过增大飞行装置与空气的接触面积达到增大空气阻力的目的。
其工作过程如下:机构张开前,8个叶片紧贴飞行装置圆锥状外表面,以尽可能减小对飞行装置原飞行特性的影响。
固定盘由固定销固定于起始位置,其8个支爪则分别抵于8个叶片的底部,从而固定了叶片。
系统发出张开指令后,控制装置引爆微型雷管,利用其爆炸产生的能量拔出固定销,释放固定盘。
子弹弹道分析原理教案
子弹弹道分析原理教案教学目标：明确子弹弹道原理教学重难点：1.弹道要素2.标准大气弹道3.标准弹道诸元偏差教学过程：一、弹道要素1.起点：弹丸出膛时重心的位置，亦表示完成瞄准后膛口中心的位置。
2.升弧：弹道从起点开始的上升段。
3.弹道顶点：全弹道最高点。
4.最大弹道高：弹道顶点和起点之间的高度。
5.降弧：弹道的下降段。
6.落点：降弧段上与起点高度相同的点。
7.炮口水平面(弹道基线)：通过起点和落点的直线。
8.射线：完成瞄准后，身管轴线的延长线。
9.掷线：弹丸出膛瞬间弹道的切线。
10.跳动（定起角）：弹丸出膛瞬间掷线偏离射线的位移。
11.炮目高低角：炮目线与炮口水平面的夹角。
12.高角修正量：即在炮目高低角基础上增加的角度，目的是为了补偿弹道非刚性影响。
13.高低修正量：炮目高低角和高角修正量的代数和。
14.高角：采用标准弹道诸元时，为射击到预定的水平距离，炮身轴线从炮口水平面所需仰起的角度。
15.射角：射线与炮口水平面的夹角。
射角时高角和高低修正量的代数和。
16.弹着点：射弹与目标表面的交点。
17.落线：落点的弹道切线。
18.落角：落点处落线和炮口水平面的夹角。
19.弹着线：弹着点的弹道切线。
20.命中角：弹着线与通过该弹着点表面的切面所夹的锐角。
二、标准大气弹道相对于真空弹道，标准大气弹道需要考虑空气流动、密度和温度等因素对弹丸运动的影响。
真空弹道和标准大气弹道最明显的区别在于后者射程缩短，这主要时因为标准大气条件下，弹丸水平速度分量不再是恒定的，由于空气阻力影响，水平速度分量不断减小，垂直速度分量也受到空气阻力影响。
与真空弹道相比，标准大气弹道存在以下几个特性差别：1.落点速度小于起点速度。
2.过弹道顶点后，弹丸平均水平速度小于其到达顶点前的平均速度。
因此，弹丸飞行的水平距离变短，由是降弧小于升弧，落角大于高角。
3.标准大气弹道在任意段都比真空弹道要短、要低，原因如下：①水平速度非常值，而是随时间推移而减小。
二维弹道修正弹研究
行过 程 中 ， 增 阻型 阻力环 在适 当位 置 打开 ， 增 大 了炮 弹 的阻尼系 数 ， 从 而减 小 了弹箭 的射 程 ， 实现 了射 程方 向 的修 正 。从外 弹道 理 论［ ４ ］ 可知 ， 旋 转 稳 定 炮 弹在 飞 行过 程 中会产 生一种 弹道 侧 向的系统偏 差 ， 又称 偏 流 ， 而炮 弹 的旋 转速 度 的变 化 又 会 直 接 影 响偏 流 的 大小 ， 增 阻尼型 阻尼 片和 阻尼环 一 样 ， 可 以在适 当位置 打开 ， 通过 调节 炮弹 的极 阻尼 力 矩 来 改 变 炮 弹 的 转 速 ， 进 而 调节 炮弹 的偏 流 ， 实 现方 向修 正 。组合 式 二 维 弹 道 修 正 结构示 意 图见 图 ２ 。
Ｉ 存储单元 ｌ
地 面发射装置 ： ；
Ｌ…
二维 弹道修 正 弹 系统 结 构 框 图 如 图 １所 示 ， 主要 分 为地面 发射 部分 和弹 载部分 。地 面发 射部 分可 实现 系统 激 活和 目标信 息装 定 的功 能 ； 弹载 部 分 可分 为测 量 系统 、 处 理 系统和 执行 系统 ， 能 够实现 弹丸 弹道 诸元 的实 时测 量 、 测 量数 据 接 收 及 存储 、 弹道 解 算 、 控 制 指 令发 送 和执行 机构 作 动 的功 能 ， 根 据 系统 功 能 又 分 为 执行 机构 部分 和控制 系 统部分 。 ２ 几种 常见 的二维 弹 道修 正方式 二维 弹道修 正包 括 横 向修 正 （ 即方 向修 正 ） 和纵 向
二维 弹道 修 正 弹研 究
赵 磊 ，杜 忠 华
２ １ ０ ０ ９ ４ ） （ 南 京理 工 大 学 机械 工 程 学 院 ， 江 苏 南京
摘 要 ：针 对 目前 国 内 外 二维 弹道 修 正 的 情 况 ．概 述 了二 维弹 道 修 正 常 见 的几 种 方 式 ，并 分 析 了脉 冲修 正 方 式
弹道修正弹系统可靠性分析
定时间的贮 存， 可靠性随贮存 时间 的延 长而降 其
收稿 日期 ：０ １ ３月 １日， 回 日期 ：０ １ ４ ３日 ２１ 年 修 ２１年 月 作者简 介 ： 唐克 ， ， 男 硕士 ， 副教授 ， 研究方 向 ： 武器系统分析 与效能评估 。谢 保军 ， ， 男 硕士研究 生 ， 研究 方 向： 武器 系
条件 。
修 正 弹 、 大利 “ 卫 ・ 特 莱 斯 ” 口径 弹 药 、 意 大 斯 次 瑞 典 的 “ Ｍ” 道 修 正 弹 和 “ Ｐ Ｊ 弹 道 修 正 弹 ＴＣ 弹 ４ Ｇ Ｃ” 等 。我 国在 这方 面起 步较 晚 ， 故对 其 可靠 性 进行 研
２ ）规定 的 时间
由于 弹道 修正 弹在 投人 使用 前 ， 般要 经 过一 一
Ｔ ３２ ７ Ｐ ０ ． 中 图分 类 号
Ｒｅｉｂｌ ｙＡ ａｙ ｉ ｏ ｒｊｃｏｙＣｏｒｃｉｎＰ ｏｅｔ ｅＳ ｓｅ ｌ ｉ ｔ ｎ ｌｓｓ ｆＴ ａｅｔｒ ｒｅｔ ｒｊｃｉ ｙ ｔｍ ａ ｉ ｏ ｌ
Ｔａ ｇＫｅ ｎ Ｘｉ ａ ｊｎ ｅＢ ｏｕ
（ ｔ ｌｒ ａ ｅ ｆＰＬ ，Ｈｅ ｅ ２ ０ ３ ） Ａｒｉ ｅ ｙ Ａｃ ｄ ｍｙ ｏ Ａ ｌ ｆｉ ３ ０ １
发展 已有 二十几 年 的历 史 ， 已成功 研 制 出多 个 型 现 号 ， 美 国的 “ 剑 ” 导 炮 弹 、 国 的“ 鹕 ” 道 如 神 制 法 鹈 弹
规定 的条 件 主 要 指 弹 道 修 正 弹 系 统 的 工作 和 贮存 条件 。对 使用 可靠 性 ，规定 的条 件 ” 其使 用 “ 指 条件 或工 作 条件 （ 如使 用环 境 、 操作 状 况 、 人为 因素 等 ）对贮 存 可靠性 而 言 ，规 定 的条 件 ” 指其 存贮 ； “ 则
舰载跟踪雷达测量弹道修正弹坐标转换模型
（ ＝１ ，， ） ｉ ， ３…， ２
１
Ｌ ｐ Ｊ Ｉ Ｇ一 ｃ ｓ ｌ ｆ ｇ ・ｓ ｉ Ｐ Ｌ Ｊ ０ ｎ
（） ２
图 ２ 我 舰 航 向 、 我 舰 舷 角 和 火 炮 瞄 准 方 向 角 的 关 系 图
ｓ ｙ ａ ｄ ｆｕ ｔ ａ ｉ ｎ ｗａ ｎ ｌ ｃ ｕ ｔ ．Ｔ ｅ ｍｏ ｅ ｓ ｐ ｏ ｅ ｙ ｓ ｍｕ ａ ｉ ｇ ｔ ｅ ｐ ａ ｔ ａ ｌ ｎ ｅ ｅ ｅ ｃ ｏ ｍａ ｅ ｆ ｒｈ ｒ ｒ ｓ ａ ｃ ｎ ｏ ｈ ｄ ｌ ｉ ｒ ｖ ｄ ｂ ｉ ｌ ｔｎ ｏ ｂ ｒ ｃ ｉ ｂ ｅ ａ ｄ ｒ ｆ ｒ ｎ ｅ ｔ ｋ ｕ ｔ ｅ ｅ ｅ ｒ ｈ ｏ ｃ
图 １中 ， 标 系 ０ ＸＹ 坐 － Ｚ为 相 对 地 球 静 止 的 以 发 射 点 为 原 点 的直 角 坐 标 系 ， １ ， ＋’ ， ＋ ， …， ｌ …
为 发 射 后 雷 达 所 在 位 置 ，ｍ 为 从 发射 到 测 量 第 １个 弹 道 点 之 前 所 测 量 的 我舰 航 速 、 航 向 的次 数 ，ｎ为 测 量 弹 道 点坐 标 的 次 数 ， ｉ ，，， ， 表 示 以 雷 ｄ（ ＝ｌ２３… ｎ）
将坐 标系 Ｄ ｙＺ Ｐ ｐ以 Ｄ 轴为轴旋转 ，将 Ｄ 轴 旋 转 到 发 射 时刻 的射 面 内 ，得 到 新 的坐 标 系
Ｏ － Ｚ， 则 坐 标 （Ｐ』Ｙ ｐ Ｚｐ ｐＸＹ ｐ ｆ ｆ）变 换 到 坐 标 系 ， Ｐ， Ｐ
Ｏ －Ｙ ｖＸ Ｚ中的坐标 （ ， ，Ｐ ） ｚｆ 的公式 为：
Ｏ 引 言
弹 道 修 正 技 术 是 指 对 发 射 出 去弹 箭 的 一 段 弹 道 参 数 进 行 测 量 ， 与 预 定 弹 道 参 数 进 行 比较 ，进 行 弹 道 偏 差 计 算 、 形 成 控 制 指 令 ，据 此指 令 弹 上 控 制 机