弹道

摘要： 根据密集阵对目标连续射击原理,建立了对目标典型突防机动样式下目标雷达跟踪和航迹预报模型、炮弹垂直面弹道模型、火炮伺服随动控制模型;开发了密集阵拦截作战过程仿真软件,根据目标轨迹预报和炮弹弹道,计算射击时间、仰角、方位角,建立射击队列,根据射击队列参数进行火炮随动姿态仿真,通过目标和炮弹运动与弹道仿真的位置,进行命中分析计算,得出了目标典型突防机动下在距离、高度上的单位时间命中枚数分布。

摘要： 目的研究航行体跨音速斜射入水的流动特性,获得不同入水攻角下航行体跨音速可压缩入水特性。方法建立跨音速航行体的几何模型,采用VOF(Volume of Fluid)均相流模型、SST k-ω湍流模型和Zwart空化模型进行数值模拟,并进行液相可压缩修正,对比不同入水攻角下的入水可压缩流动特性,分析绕航行体空泡的发展规律与航行体姿态和受力特性。结果计算了不同入水攻角下航行体跨音速斜射入水可压缩流动特性,入水攻角对空泡直径几乎没有影响,但不同攻角下,空泡形态随时间的发展明显不同,并且随着正负攻角的增加,空泡的完整性遭到破坏。航行体弹道轨迹偏移量,随正攻角的增大而增加,随负攻角的增大先增加、后减小。航行体水平和垂直受力随正攻角的增大而减小,随负攻角的增大先增大、后减小。结论在不同入水攻角下,航行体跨音速入水流动结构的发展具有相似性,但是随着攻角的变化,入水空泡结构、弹道偏移、受力特性都发生明显变化。

摘要： 针对狙击手隔着玻璃准确击中目标的问题,对狙击弹穿透玻璃的弹道进行数值模拟。以7.62mm狙击子弹为研究对象,运用ANSYS/LS-DYNA软件建立有限元模型,分析不同入射角下是否有攻角、转速对穿透玻璃后子弹偏转的影响,得出不同组合下的影响规律。仿真结果表明:入射角越大,穿透玻璃后子弹偏转距离就越大;有攻角时,狙击弹穿透玻璃飞行距离越远,偏转距离越大;转速对穿障后子弹偏转距离的影响较小。

摘要： 建立一种弹道模型精确校模方法。采用刚体弹道方程,确定射程、横偏、最大弹道高和转速为符合对象,选取阻力符合系数、翻转力矩符合系数、极阻尼力矩符合系数和跳角符合系数作为符合系数,形成多参数、多特征点的全弹道综合校模体系。某型榴弹试验结果表明,在非射击角度,新方法相对传统方法在射程计算上精度大大提高,其他参数也有较大提高。

摘要： 针对滑翔飞行器平衡滑翔弹道的工程估算问题,提出高精度平衡滑翔弹道解析计算方法。首先结合平衡滑翔条件,并忽略地球自转相关高阶项及地球摄动,对滑翔飞行器的弹道方程进行简化。然后在满足工程计算精度的假设条件下,先后给出了平衡滑翔弹道的高度、弹道倾角与航程的解析计算方法,能够实现更高精度的估计。

摘要： 为解决兵器试验中弹丸全弹道飞行时间测量时地形地貌复杂、弹道线长、首落区地域时差、传输信号弱等因素对测试结果影响的问题,提出一种以卫星授时为基础的高精度弹丸全弹道飞行时间测量方法。简介试验测试系统的组成、工作原理及测试操作流程,并通过某型号火箭弹外场试验测试及数据分析验证该系统的布局合理性、操作可行性及测试高效性。试验结果表明,该测试系统设计简单可靠、性能稳定、测量数据准确,弹丸飞行时间的测量精度约为1ms。

摘要： 舰载导弹在发射时会受到舰船姿态与速度的影响,使自身的姿态、位置速度发生改变。在高海情背景下,为了避免间隔发射的2枚导弹相互干扰,对发射后初始弹道的安全区域展开了研究。依据垂直发射导弹飞行初始段的运动特性,建立了弹道发射安全区域模型;对不同发射时刻下2枚导弹的弹道进行了安全区域界定。模型解决了高海情导弹发射安全区域界定的问题,具有实际工程应用价值。

摘要： 为了研究狙击弹射击钢化玻璃后目标的准确性,利用ANSYS/LS-DYNA有限元软件对比了狙击弹以不同入射角侵彻玻璃后质心的位移、弹轴偏转大小,描述了狙击弹穿透玻璃的飞行姿态,分析了子弹穿透玻璃的偏转大小,为狙击手击杀歹徒或恐怖分子提供参考。结果表明,随着入射角角度的增加,狙击弹穿透玻璃后趋于水平,质心水平方向位移和偏转距离增大;入射角在0°~45°时,子弹穿透玻璃后飞行0.4m,子弹垂直位移在29.8cm~43.3cm之间,偏转距离的范围在1.5cm~3.36cm之间。

摘要： 火箭军某部是火箭军唯一一支专职靶场测控新质作战力量,成立5年来,上高原、进戈壁、越江河、跨海洋,抗严寒、斗酷暑,累计机动近300万公里,平均每年在外执行任务200天以上,圆满完成60批次200余发导弹发射测控任务。他们坚持以苦为乐、奋斗为美,展现了战天斗地的昂扬斗志,彰显了干事创业的激情动力。请看——。

摘要： 我军对反舰导弹的需求旺盛,投入了大量资源来解决这一问题,曾规划多个系列,希望形成覆盖距离15~500千米的反舰火力网,涵盖岸基、水面和空中三种平台,亚声速、超声速相结合,弹道多样.

摘要： 地球引力场对远程弹道导弹的制导控制和命中精度具有一定的影响。本文针对远程弹道导弹发射对地球引力场信息的需求，分析了国内外利用地球引力场辅助弹道制导的研究现状，介绍了多种计算主动段弹道扰动引力的模型方法及数值方法，提出了适合的弹道扰动引力计算误差，对我国远程弹道导弹发展引力场辅助制导具有十分重要的意义。

摘要： 国外电视制导近程空地导弹多采用的是发射前锁定制导方式,可以高、低空发射,且随着发射高度的不同呈现不同的弹道特点.本文主要针对国外电视制导的近程空地导弹低空发射时的典型弹道展开分析,主要分为:平飞段、爬升段、下压段及比例导引段,分析了每一段的制导过程及特点.最后分析了比例导引系数及过重补系数对比例导引弹道的影响.

摘要： 简要介绍了常用的导弹导引规律,以其中的三点导引法为例,对导引弹道以及影响导引弹道的各种因素比如目标运动特性、弹目间速度比、发射距离、发射高度、可用过载等进行了深入的分析,提出了改进导弹制导控制系统的几点建议.

摘要： 本文从弹道总体采样过程入手,应用随机弹道统计散布方法分析了符合计算的理论基础及物理本质,根据枪榴弹及其弹道的特点,充分分析影响枪榴弹飞行的主要因素,在论证模型的基础上,提出影响弹道模型的主要原因,并对此进行分析,给出了试验采样方案,进而提出了新的枪榴弹符合方法.

摘要： 本文提出了建立一个集成仿真试验设计、试验数据处理与分析以及仿真程序开发的技术支援等多种功能为一体的弹道仿真试验设计与技术支援系统的思想,并简要说明了建立系统的实际途径.

摘要： 本文以采用三点法导引规律的导弹为例建立于第二阶段导引弹道分析的数学模型,并给出了应用该模型进行导引弹道分析的实例.

摘要： 在传统的基于视线角信息的纵向制导中,由于测量品质问题一般很难使用弹道倾角信息,这使得精度受到了很大影响.本文根据飞航导弹的弹道特点,通过设计合理的交接班方法,从而直接利用开环惯性垂速得到平滑的弹道倾角信息.理论上分析了这种方法的可行性,数学仿真则验证了这种方法的有效性.

摘要： 从上世纪末到本世纪初在世界发生的几场局部战争和未来战争的发展趋势看,战争攻防对抗双方将以体系对体系,网络化、联合作战、统一指挥的形式出现.本文简要叙述了国外进攻性和防御性武器的现状及发展趋势后,根据我国防御体系的现状论述了攻防对抗中开展飞行力学问题研究的目的和意义.提出在目标识别,发射和分离动力学,杀伤区和发射区,制导规律与弹道优化,攻防对抗飞行力学仿真等几方面的飞行力学问题加强研究的必要性和重要性.

摘要： 为提高火箭飞行测量距离处理精度,建立了基于测量距离的四阶差分动态模型和用于分析测量距离的多分辨率动态模型,利用小波变换在不同分辨率间起的桥梁作用.提出了基于Bar-Shalom公式的测量距离的多传感器多分辨率数据融合的算法,给出了理论弹道加噪声处理的实例.结果表明,提出的多分辨率处理算法较好地解决了火箭飞行弹道测量数据处理精度的问题,与标准Kalman滤波算法相比,误差方差改善了近16﹪.

摘要： X 射线成象技术是弹道研究的有效手段，采用X 射线数字化成象技术可以提高实验效率。弹道研究的对象是一个几毫秒的瞬态过程，并且为减少高速运动对象的运动模糊，X 射线源的脉冲宽度仅为 20ns。而采集一幅图象需40ms。这些因素制约着X 射线数字化实时成象技术在弹道研究领域的应用。本实验室采用硬件延迟控制触发和软件循环采集保存的手段，实现了瞬态过程的X 射线数字化实时成象功能。本文介绍硬件设计与软件设计的原理。

摘要： 实施例包括一种设备，所述设备包括:晶体管，所述晶体管包括外延源极、沟道和外延漏极；包括所述沟道的鳍，所述沟道包括长轴和短轴；对应于所述源极的源极接触部；以及对应于所述漏极的漏极接触部；其中（a）附加轴与所述源极接触部、所述源极、所述漏极、所述漏极接触部中的每个相交，以及（b）所述附加轴平行于所述长轴。本文中描述了其它实施例。

摘要： 本申请实施例提供一种弹道冲击摆系统及弹道冲击摆测量系统，在进行弹道冲击摆测量过程中，通过设置爆炸聚能装置将弹道冲击摆测量过程中的爆炸冲量聚能在待测试件上，使得弹道冲击摆测量的爆炸冲量完全作用在待测试件上，在此基础上，分别通过第一激光位移传感器和第二激光位移传感器检测所述待测试件在所述爆炸冲量的强动荷载作用的变形数据和工字梁上的挡板的位移数据，以使所述数据处理设备根据所述变形数据和所述位移数据生成测量结果，从而减少由于弹道冲击摆测量的爆炸冲量部分作用在待测试件的夹具上导致的测量误差，提高测量结果的准确性。

摘要： 本发明公开了一种基于平稳滑行弹道解析解的快速弹道规划方法，包括以下几个步骤：步骤1：滑翔段弹道规划问题建模；步骤2：滑翔段弹道规划变量设计；步骤3：滑翔段弹道解析解求解；步骤4：滑翔段弹道终端速度控制方案；步骤5：滑翔段弹道再入走廊调整方案；步骤6：滑翔段弹道规划初值生成；步骤7：滑翔段弹道规划流程设计。本发明提出以纵向机动加速度比例系数和横向机动加速度比例系数为滑翔段弹道规划变量，使得运动方程中弹道倾角、弹道偏角、高度、经度与纬度的微分方程中不含速度项；本发明获得了固定纵向机动加速度比例系数和横向机动加速度比例系数对应的滑翔段弹道解析解。

摘要： 本发明公开了一种基于卡尔曼滤波与弹道方程融合的水中三维弹道拟合方法。该方法针对目前水中高速射弹三维运动轨迹参数精确测试能力的不足，融合水中弹道方程与卡尔曼滤波方法，实现正交双目高速相机下的水中高速射弹三维运动轨迹精确测试。首先，搭建高精度小型水中弹道测试平台；然后，利用正交双目高速相机捕获水中高速射弹的运动过程图像序列；接着，采用基于Canny算子的图像处理算法，准确提取正交图像平面中的弹头图像坐标；最后，基于水中弹道方程与卡尔曼滤波原理融合方法，精确拟合出水中射弹的三维弹道。实验证明，本发明提出的基于卡尔曼滤波与弹道方程融合的水中三维弹道拟合方法，通过水中弹道方程预测与卡尔曼滤波方程更新，能够得到高精度三维弹道拟合结果，能为水中弹道相关参量的高精度测试提供数据支持，在实际工程应用中具有一定的可行性。

摘要： 本发明公开了一种弹道修正电子舱、弹道修正电子舱的控制方法及装置。其中，该弹道修正电子舱，包括电子舱体和弹体，还包括：地磁传感器，设置在电子舱体内部，用于测量电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量，得到地磁分量信息；惯导传感器，设置在电子舱体内部，用于测量弹体的惯导测量信息，其中，惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；脉冲点火控制器，与地磁传感器和惯导传感器连接，设置在电子舱体内部，用于基于地磁分量信息和惯导测量信息，控制脉冲发动机对弹体产生作用力矩，其中，作用力矩用于发射电子舱体中的弹体。本发明解决了现有技术中的弹道修正方案难以高效准确的实现弹道修正的技术问题。

摘要： 本发明属于目标跟踪技术领域，特别涉及一种基于改进自治多模型的弹道导弹全程弹道估计方法及系统，包含：构建用于全程弹道估计的运动模型集，该模型集中至少包含：用于非机动段检测的精确动力学子模型和用于机动段检测的三维当前统计子模型；依据机动检测中导弹运动状态的变化，采用硬决策通过设定子模型概率进行子模型切换，以实现对弹道导弹全飞行阶段跟踪。本发明基于硬决策的改进自治多模型实现弹道导弹全程弹道估计，实现弹道导弹全飞行阶段的稳定跟踪，同时减小非机动段弹道估计的误差；由于导弹处于非机动段的自由段时长较长，因此，本案对于弹道导弹的全程稳定跟踪和高精度弹道估计具有较好的应用价值。

摘要： 本发明公开了雷达技术领域的一种基于线阵的弹道目标回波信号模拟器及弹道数据产生方法，可以高精度实时地模拟快速运动的弹道目标回波信号，解决了雷达外场试验中雷达性能验证的问题并且为野战部队提供了一种训练手段。包括：射频电子开关、天线单元阵列、数字信号处理模块、射频收发组件、D/A变换模块和A/D变换模块；数字信号处理模块用于基于线阵的弹道目标回波信号模拟器的系统控制；天线单元阵列包括若干个处于不同高度位置的天线单元，用于接收雷达辐射信号并在给定位置辐射弹道目标的回波信号；射频电子开关用于连接天线单元阵列与射频收发组件并通过数字信号处理模块控制选择弹道目标轨迹对应仰角位置的天线单元接收和辐射信号。

摘要： 本申请实施例提供一种弹道冲击摆系统及弹道冲击摆测量系统，在进行弹道冲击摆测量过程中，通过设置爆炸聚能装置将弹道冲击摆测量过程中的爆炸冲量聚能在待测试件上，使得弹道冲击摆测量的爆炸冲量完全作用在待测试件上，在此基础上，分别通过第一激光位移传感器和第二激光位移传感器检测所述待测试件在所述爆炸冲量的强动荷载作用的变形数据和工字梁上的挡板的位移数据，以使所述数据处理设备根据所述变形数据和所述位移数据生成测量结果，从而减少由于弹道冲击摆测量的爆炸冲量部分作用在待测试件的夹具上导致的测量误差，提高测量结果的准确性。

摘要： 本发明提供了一种固体运载火箭子级回收结构及弹道式、弹道—升力式再入航天器，其中，回收结构包括子级本体，子级本体的头部前舱内设置有前气囊、尾舱内设置有后气囊，前气囊和后气囊均为柔性可折叠充气式热防护气囊，前气囊和后气囊充气完成后为开口相对的花瓣状伞式结构，子级本体的尾舱外侧均匀设置有至少四块减速板，子级本体的头部前舱和/或尾舱内设置有降落伞，头部前舱内设置有反作用控制系统，尾舱内设置有栅格舵、电源和压气机，尾舱的外侧固连有高压气瓶，前气囊的充气以高压气瓶快速充气为主、压气机压缩充气为辅，后气囊的充气以压气机压缩充气为主、高压气瓶快速充气为辅。该回收结构的方案简单、系统复杂程度低。

摘要： 一种固定舵弹道修正引信半实物仿真系统中用于安装弹道修正引信的套筒组件，具有套筒机构、动力输入轴、联轴器、面板。套筒机构具有套筒、一对轴承座、一对轴承、一段圆弧面形的翻盖、合页、隔板、尾轴、安装于尾轴上的导电滑环。套筒的外侧面开口为安装弹道修正引信的入口且带有内螺纹，套筒的内侧面开口由尾轴封堵，套筒的外圆周面具有一拱形缺口，在该拱形缺口处安装有翻盖，翻盖的一侧底壁通过合页与套筒的拱形缺口处的后侧壁端面相连接即铰接，翻盖的另一侧底壁与套筒的拱形缺口处的前侧壁端面相接触，翻盖的前侧端带有数个连接孔，数个螺钉分别穿过连接孔与套筒的拱形缺口处的前侧壁端面螺纹连接，本发明工作可靠，便于安装弹道修正引信。