丁天寶，楊東，何朝，王琨

（西北機(jī)電工程研究所，陜西咸陽(yáng)712099）

防空武器模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)方法

丁天寶，楊東，何朝，王琨

（西北機(jī)電工程研究所，陜西咸陽(yáng)712099）

為解決防空武器模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)問(wèn)題，提出了防空武器模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)系統(tǒng)工作原理和方法，建立了模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)真值數(shù)學(xué)模型、穩(wěn)定試驗(yàn)搖擺量真值數(shù)學(xué)模型。通過(guò)某典型防空武器系統(tǒng)模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，證明了模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理和所建立的數(shù)學(xué)模型的正確性。該方法建立了防空武器動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)系統(tǒng)的理論基礎(chǔ)，模型可用于模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理和誤差分析。

兵器科學(xué)與技術(shù)；防空武器；動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)；真值

0 引言

動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)用于檢驗(yàn)防空武器（高炮、彈炮結(jié)合武器）搜索、跟蹤和火控系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)精度，同時(shí)考核高炮武器相關(guān)的戰(zhàn)術(shù)性能和使用性能［1-2］。動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)是高炮武器研制中技術(shù)難度較大的一項(xiàng)試驗(yàn)。在外場(chǎng)靶場(chǎng)進(jìn)行動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)時(shí)，通常目標(biāo)采用作戰(zhàn)飛機(jī)或航模靶機(jī)，目標(biāo)真值測(cè)量設(shè)備使用光電經(jīng)緯儀（經(jīng)緯儀分布在數(shù)十千米范圍），系統(tǒng)較為復(fù)雜。該試驗(yàn)常常受到天氣、飛機(jī)、航路等條件的影響，周期長(zhǎng)、成本高，成為制約武器系統(tǒng)研制的關(guān)鍵之一。

在室內(nèi)開(kāi)展模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)，不僅可以避免天氣、飛機(jī)、航路等因素的影響，還可提高試驗(yàn)研究水平，是防空武器研發(fā)人員長(zhǎng)期以來(lái)追求的目標(biāo)。據(jù)了解，發(fā)達(dá)國(guó)家非常重視動(dòng)態(tài)飛行模擬試驗(yàn)技術(shù)研究，同時(shí)建立了相應(yīng)的試驗(yàn)設(shè)施［3］。但是，此類技術(shù)核心對(duì)外封鎖。目前，我國(guó)缺少防空武器模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)系統(tǒng)性的理論和方法。隨著未來(lái)防空裝備需求的日益提高，探索新的、系統(tǒng)性的模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理和方法成為當(dāng)務(wù)之急。針對(duì)上述問(wèn)題，本文提出了防空武器模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)新原理和方法，并解決了該方法涉及的兩大技術(shù)關(guān)鍵：模擬目標(biāo)真值獲取數(shù)學(xué)模型和搖擺穩(wěn)定數(shù)學(xué)模型，為系統(tǒng)解決防空武器模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)問(wèn)題奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

1 動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理

1.1動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理

動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)主要是為了檢驗(yàn)檢測(cè)防空武器裝備的跟蹤精度和火控精度，其系統(tǒng)原理圖如圖1所示。

圖1　外場(chǎng)動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理圖Fig.1 Schematic diagram of dynamic flight experiment

圖1中：Dm為目標(biāo)機(jī)斜距離（m）；βm為目標(biāo)機(jī)方位角（密位）；εm為目標(biāo)機(jī)高低角（密位）；Dmz為目標(biāo)機(jī)斜距離真值（m）；βmz為目標(biāo)機(jī)方位角真值（密位）；εmz為目標(biāo)機(jī)高低角真值（密位）；βq為提前方位角（密位）；φq為射角（密位）；Yq為引信分劃；βqz為提前方位角真值；φqz為射角真值（密位）；Yz為引信分劃真值；Δβm、Δεm、ΔDm分別為目標(biāo)機(jī)方位誤差、高低誤差、距離誤差；Δβq、Δφq、ΔY分別為目標(biāo)機(jī)提前方位角誤差、射角誤差、引信誤差；XC、YC、ZC為目標(biāo)直角坐標(biāo)系下真值三維坐標(biāo)。在時(shí)統(tǒng)設(shè)備的同步下，目標(biāo)飛行軌跡（航路）的真值坐標(biāo)由靶場(chǎng)的光電經(jīng)緯儀測(cè)量；被試品數(shù)據(jù)采集設(shè)備同步獲得高炮武器上雷達(dá)、紅外設(shè)備及激光測(cè)距機(jī)測(cè)出目標(biāo)空間坐標(biāo)的一組觀測(cè)值。求取對(duì)真值與觀測(cè)值的一次差后進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，可得到動(dòng)態(tài)跟蹤誤差和火控解算誤差［4-7］。

1.2模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理

模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理如圖2所示。圖2中：D1為目標(biāo)機(jī)視點(diǎn)斜距離（m）；β1為目標(biāo)機(jī)視點(diǎn)方位角（密位）；ε1為目標(biāo)機(jī)視點(diǎn)高低角（密位）；D0為目標(biāo)機(jī)斜距離真值（m）；β0為目標(biāo)機(jī)方位角真值（密位）；ε0為目標(biāo)機(jī)高低角真值（密位）；φ0為提前方位角真值（密位）；Y0為引信分劃真值；β2為目標(biāo)機(jī)方位角（密位）；ε2為目標(biāo)機(jī)高低角（密位）；φ2為射角（密位）；D2為目標(biāo)機(jī)斜距離（m）；Y2為引信分劃。

圖2　模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理圖Fig.2 Schematic diagram of dynamic flight simulation experiment

模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)時(shí)，由“航路生成儀”輸出目標(biāo)航路信息，其中目標(biāo)方位角和高低角送給目標(biāo)投影系統(tǒng)（相對(duì)于O＇（視點(diǎn)）），而距離送給被試品（火炮）；搖擺臺(tái)模擬火炮行進(jìn)過(guò)程的各種姿態(tài)變化?！皵?shù)據(jù)采集系統(tǒng)”同步采集火炮輸出的目標(biāo)跟蹤數(shù)據(jù)（方位角、高低角）以及“目標(biāo)真值解算”輸出的修正后的目標(biāo)真值。“數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)”處理跟蹤值（觀測(cè)值）與真值的一次差，再統(tǒng)計(jì)全航路跟蹤誤差和火控解算誤差［8］。

因?yàn)樵囼?yàn)條件的差異，模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)與外場(chǎng)動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)有一定的區(qū)別，其中主要區(qū)別是：

1）目標(biāo)不同。外場(chǎng)動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)采用真實(shí)目標(biāo)；而模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)的目標(biāo)是投影系統(tǒng)投影在球幕上的模擬目標(biāo)；

2）目標(biāo)與被試品距離不同。外場(chǎng)動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)離火炮比較遠(yuǎn)（通常為0～20 km），而模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)的模擬目標(biāo)比較近（通常為12～50 m）；

3）目標(biāo)真值獲取方法不同。外場(chǎng)動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)真值由光電經(jīng)緯儀（或精測(cè)雷達(dá)）測(cè)量得到；而模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)的目標(biāo)真值是通過(guò)真值解算系統(tǒng)獲得。

正是因?yàn)樯鲜霾町?，模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)中必須解決“模擬動(dòng)態(tài)飛行目標(biāo)真值”問(wèn)題，以及被試品（防空武器）“隨搖擺臺(tái)的牽連運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償數(shù)學(xué)模型”問(wèn)題。這兩項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)是防空武器模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)方法的核心技術(shù)。

2 模擬動(dòng)態(tài)飛行目標(biāo)真值

通過(guò)以下步驟，獲得模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)坐標(biāo)真值。

2.1坐標(biāo)系

為了規(guī)范自行高炮武器系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集、轉(zhuǎn)換、處理、共享等過(guò)程，對(duì)武器系統(tǒng)的坐標(biāo)系進(jìn)行了系統(tǒng)性設(shè)定。

自行高炮坐標(biāo)系采用左手坐標(biāo)系，正北為正（X），正東為正（Y），垂直向上為正（Z）。方位角β以X軸為零位，順時(shí)針為正；高低角ε以O(shè)XY平面為零位，向上為正，如圖3所示。

圖3　自行高炮坐標(biāo)系Fig.3 Coordinate system of self-propelled anti-aircraft gun

圖3中：OptXptYptZpt為炮塔坐標(biāo)系；OsrXsrYsrZsr為搜索雷達(dá)坐標(biāo)系；OtrXtrYtrZtr為跟蹤坐標(biāo)系；OhpXhpYhpZhp為火炮坐標(biāo)系。

2.2視點(diǎn)坐標(biāo)的確定

為了建立數(shù)學(xué)模型，假設(shè)模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)設(shè)備如圖4、圖5所示。

圖4　模擬動(dòng)態(tài)飛行實(shí)驗(yàn)室側(cè)視圖Fig.4 Side view of dynamic flight simulation laboratory

圖5　模擬動(dòng)態(tài)飛行實(shí)驗(yàn)室俯視圖Fig.5 Top view of dynamic flight simulation laboratory

首先，定義視點(diǎn)。視點(diǎn)是指設(shè)計(jì)球幕試驗(yàn)室時(shí)根據(jù)目標(biāo)與背景生成系統(tǒng)、航路生成儀生成目標(biāo)時(shí)所取的基準(zhǔn)點(diǎn)，也就是生成的目標(biāo)的原點(diǎn)。根據(jù)模擬試驗(yàn)設(shè)備的具體情況，取視點(diǎn)位于球幕的中心切面后方L1，搖擺臺(tái)中心到球幕中心距離為L(zhǎng)2，搖擺臺(tái)直徑為D，球心離地面距離為h，視點(diǎn)距地面高度為h1.

圖5中：固定坐標(biāo)系OXYZ以球心O為坐標(biāo)原點(diǎn)，O點(diǎn)的坐標(biāo)為（0，0，0）；視點(diǎn)坐標(biāo)系O＇X＇Y＇Z＇，視點(diǎn)O＇相對(duì)于球心的坐標(biāo)為（-L1，0，h1-h）；以搖擺臺(tái)的搖擺平面中心建立坐標(biāo)系O″X″Y″Z″，O″的坐標(biāo)為（-L2，0，-h）；球幕目標(biāo)由航路儀生成，投影到球幕上，目標(biāo)的真值由真值解算系統(tǒng)（見(jiàn)2.4節(jié)）獲得設(shè)真值為（βA，εA，DA＇）.其中，方位角βA和高低角εA由航路生成儀輸出相對(duì)于視點(diǎn)的真值。圖6為投影目標(biāo)與視點(diǎn)的關(guān)系圖。

圖6　投影目標(biāo)與視點(diǎn)的關(guān)系圖Fig.6 Relation between projection target and point of view

2.3跟蹤點(diǎn)坐標(biāo)的確定

被試品以“某自行高炮武器”為試驗(yàn)對(duì)象，試驗(yàn)時(shí)被試品放置于大型搖擺臺(tái)上，被試品標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)時(shí)坐標(biāo)系的相關(guān)關(guān)系如圖3所示。

這種模擬動(dòng)飛的跟蹤，只能采用電視跟蹤。因此，對(duì)于光電跟蹤的跟蹤坐標(biāo)系，涉及到跟蹤坐標(biāo)系與炮塔坐標(biāo)系的平移。根據(jù)坐標(biāo)關(guān)系，可以得到跟蹤點(diǎn)的具體位置表達(dá)式。

由此可知G點(diǎn)相對(duì)球幕中心的實(shí)際坐標(biāo)為X軸、Y軸、Z軸3個(gè)方向的分量分別為

式中：X1為跟蹤點(diǎn)G到跟蹤坐標(biāo)系Otr中心點(diǎn)X軸方向的距離；Y1為跟蹤點(diǎn)G到跟蹤坐標(biāo)系Otr中心點(diǎn)Y軸方向的距離；Z1為跟蹤點(diǎn)G到跟蹤坐標(biāo)系Otr中心點(diǎn)Z軸方向的距離；X2為跟蹤坐標(biāo)系Otr中心點(diǎn)到與車體坐標(biāo)系Opt中心點(diǎn)X軸方向的距離；Y2為跟蹤坐標(biāo)系Otr中心點(diǎn)到與車體坐標(biāo)系Opt中心點(diǎn)Y軸方向的距離；Z2為跟蹤坐標(biāo)系Otr中心點(diǎn)到與車體坐標(biāo)系Opt中心點(diǎn)Z軸方向的距離；X3為車體坐標(biāo)系Opt中心點(diǎn)到搖擺臺(tái)的坐標(biāo)系O″中心點(diǎn)X軸方向的距離；Y3為車體坐標(biāo)系Opt中心點(diǎn)到搖擺臺(tái)的坐標(biāo)系O″中心點(diǎn)Y軸方向的距離；Z3為車體坐標(biāo)系Opt中心點(diǎn)到搖擺臺(tái)的坐標(biāo)系O″中心點(diǎn)Z軸方向的距離；βG為跟蹤點(diǎn)G到跟蹤坐標(biāo)系Otr固有的方位夾角；εG為跟蹤點(diǎn)G到跟蹤坐標(biāo)系Otr固有的高低夾角；β（t）tr為跟蹤頭跟蹤目標(biāo)時(shí)的方位夾角；ε（t）tr為跟蹤頭跟蹤目標(biāo)時(shí)的高低夾角；β（t）pt為炮塔跟蹤目標(biāo)時(shí)的方位夾角。

2.4目標(biāo)真值計(jì)算

目標(biāo)由航路儀生成，設(shè)為目標(biāo)在球幕上的投影為A＇，真值以視點(diǎn)坐標(biāo)系O＇X＇Y＇Z＇給出坐標(biāo)，A＇的真值為（βA，εA，DA＇）如圖7所示。

圖7　目標(biāo)A與視點(diǎn)、跟蹤點(diǎn)的相關(guān)關(guān)系圖Fig.7 Relation among target A，point of view and tracking point

圖7中，DA＇為視點(diǎn)O＇到目標(biāo)A的投影點(diǎn)A＇之間的距離。通過(guò)計(jì)算可求得。根據(jù)物理量之間的關(guān)系，目標(biāo)A的投影A＇相對(duì)于跟蹤點(diǎn)G在極坐標(biāo)系下的坐標(biāo)真值為

（4）式～（6）式為目標(biāo)A在跟蹤點(diǎn)G下的真值。

2.5動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)時(shí)，由航路生成儀生成目標(biāo)A，投影于球幕上為A＇.目標(biāo)坐標(biāo)真值以視點(diǎn)坐標(biāo)系O＇x＇y＇z＇給出，設(shè)為（βA，εA，DA）.目標(biāo)A的投影A＇相對(duì)于跟蹤點(diǎn)G的真值坐標(biāo)為（βA＇G，εA＇G，DA＇G）.由跟蹤點(diǎn) G測(cè)得觀測(cè)值（跟蹤值），設(shè)為（βGA＇，εGA＇，DGA＇）.

按照試動(dòng)態(tài)飛行驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法，可計(jì)算出航路上每個(gè)采樣點(diǎn)的誤差，即方位角一次差Δβ= βGA＇-βA＇G，高低角一次差Δε=εGA＇-εA＇G.

為消除投射到幕上的動(dòng)態(tài)目標(biāo)（如角度）與同時(shí)輸出的該目標(biāo)的坐標(biāo)參數(shù)（如距離）時(shí)間誤差，在求一次差前，需要進(jìn)行時(shí)間補(bǔ)償。

根據(jù)方位角、高低角一次差，可以統(tǒng)計(jì)出目標(biāo)跟蹤系統(tǒng)全航路的系統(tǒng)誤差和隨機(jī)誤差。同理，求取高炮系統(tǒng)輸出的射擊諸元與逆解的火控射擊諸元真值，可以得到火控一次差，并統(tǒng)計(jì)火控系統(tǒng)誤差和隨機(jī)誤差。

3 搖擺穩(wěn)定數(shù)學(xué)模型及檢測(cè)方法

防空武器在行進(jìn)中作戰(zhàn)時(shí)，其車體姿態(tài)和航向角不斷發(fā)生變化，因此安裝在其上的目標(biāo)搜索系統(tǒng)、跟蹤系統(tǒng)和火力線同時(shí)受到車體姿態(tài)變化等擾動(dòng)的影響。如果不采取穩(wěn)定措施，防空武器在行進(jìn)間的毀殲概率將會(huì)大大降低。外場(chǎng)動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)時(shí)，利用路面產(chǎn)生搖擺，通過(guò)測(cè)量防空武器跟蹤瞄準(zhǔn)線的穩(wěn)定數(shù)據(jù)，評(píng)判跟蹤穩(wěn)定系統(tǒng)的性能。模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)時(shí)，利用搖擺臺(tái)模擬武器行進(jìn)間的姿態(tài)變化，通過(guò)測(cè)量防空武器跟蹤瞄準(zhǔn)線的穩(wěn)定數(shù)據(jù)與理論搖擺數(shù)據(jù)，評(píng)判跟蹤穩(wěn)定系統(tǒng)的性能。因此，搖擺試驗(yàn)是行進(jìn)間動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)內(nèi)容之一，其搖擺量解算數(shù)學(xué)模型是其中的關(guān)鍵技術(shù)［9-11］。

3.1搖擺量真值解算數(shù)學(xué)模型

搖擺試驗(yàn)的原理是通過(guò)計(jì)算傾側(cè)狀態(tài)理論搖擺角真值以及同一時(shí)刻防空武器穩(wěn)定跟蹤器穩(wěn)定補(bǔ)償后的搖擺角之差，評(píng)判穩(wěn)定性能。

兩軸制（方位、高低）的被試品的角度補(bǔ)償，用于三軸搖擺擾動(dòng)引起的角度變位。

根據(jù)穩(wěn)定與補(bǔ)償?shù)奈锢砹筷P(guān)系，其數(shù)學(xué)關(guān)系如下：

搖擺方位角真值關(guān)系式

搖擺俯仰角真值關(guān)系式

式中：βt為傾側(cè)狀態(tài)方位角；εt為傾側(cè)狀態(tài)俯仰角；β為水平狀態(tài)方位全角（初始方位角）；βqH為水平狀態(tài)方位角（中間量）；εH為水平狀態(tài)俯仰角（初始俯仰角）；ψ為縱搖角（取自搖擺臺(tái)）；θK為橫滾角（取自搖擺臺(tái)）；K為水平航向角（取自搖擺臺(tái)）。

3.2搖擺穩(wěn)定檢測(cè)數(shù)據(jù)錄取與處理

在搖擺臺(tái)和被試品完成零位基準(zhǔn)安裝和調(diào)整后，可將被試品—穩(wěn)定跟蹤器予設(shè)置初始方位角β和初始俯仰角εH，用數(shù)據(jù)錄取裝置記錄β、εH初始值?；旌蠐u擺時(shí)數(shù)據(jù)錄取裝置同步錄取水平航向角K、縱搖角ψ、橫滾角θK（取自搖擺臺(tái)），以及穩(wěn)定補(bǔ)償后的傾側(cè)狀態(tài)方位角βt、俯仰角

按（7）式～（9）式編制檢測(cè)計(jì)算機(jī)軟件，將上述同步檢測(cè)的值 β、εH、K、ψ、θK注入檢測(cè)計(jì)算機(jī)按（7）式～（9）式求出傾側(cè)狀態(tài)方位角真值俯仰角真值

用同一時(shí)刻錄取的穩(wěn)定跟蹤器穩(wěn)定補(bǔ)償后的傾側(cè)狀態(tài)下的方位角βt、俯仰角εt與上述的真值求差：

即可得出Δβtsta、Δεtsta為穩(wěn)定跟蹤器穩(wěn)定補(bǔ)償誤差。

4 模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)方法驗(yàn)證

在進(jìn)行“模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)方法”驗(yàn)證時(shí)，以“某自行高炮武器”為試驗(yàn)對(duì)象，試驗(yàn)時(shí)該自行高炮固定于大型搖擺臺(tái)上，搖擺臺(tái)運(yùn)動(dòng)模擬車體姿態(tài)變化；由“航路生成儀”生成目標(biāo)航路投影到球幕上，供自行高炮目標(biāo)跟蹤系統(tǒng)跟蹤；“數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)”同步采集自行高炮輸出的目標(biāo)光電跟蹤數(shù)據(jù)（方位角、高低角）以及“目標(biāo)真值解算”輸出的修正后的目標(biāo)真值數(shù)據(jù)。

通過(guò)計(jì)算自行高炮跟蹤值與真值的一次差，可計(jì)算統(tǒng)計(jì)出全航路跟蹤誤差。通過(guò)計(jì)算自行高炮輸出的火控射擊諸元與逆解法所得的射擊諸元真值，可計(jì)算統(tǒng)計(jì)火控系統(tǒng)誤差。通過(guò)求取測(cè)量穩(wěn)定跟蹤器穩(wěn)定補(bǔ)償后的角度（方位角、俯仰角）與搖擺量真值解算數(shù)學(xué)模型計(jì)算出的真值的差值，可計(jì)算穩(wěn)定跟蹤器穩(wěn)定補(bǔ)償誤差。

某自行高炮跟蹤精度、火控精度、穩(wěn)定精度的國(guó)家靶場(chǎng)動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)結(jié)果與本文模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)的差異均小于6%，置信度在90%以上。上述結(jié)果說(shuō)明，模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)跟蹤誤差、火控解算誤差、穩(wěn)定跟蹤器穩(wěn)定補(bǔ)償誤差與外場(chǎng)動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)的結(jié)果基本一致，從而驗(yàn)證了模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)方法的正確性。

5 結(jié)論

本文提出了模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)原理和方法。通過(guò)建立目標(biāo)真值數(shù)學(xué)模型，解決了目標(biāo)與被試品距離較近所引起的視線誤差問(wèn)題；通過(guò)建立搖擺量真值解算數(shù)學(xué)模型，解決了搖擺量真值問(wèn)題；解決了模擬動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)中的關(guān)鍵技術(shù)。通過(guò)室內(nèi)半實(shí)物仿真試驗(yàn)，驗(yàn)證了模擬動(dòng)態(tài)飛行原理、方法和數(shù)學(xué)模型的正確性。本文所提出的方法對(duì)防空武器動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn)和研發(fā)新型防空武器系統(tǒng)具有一定的應(yīng)用價(jià)值。

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New Method of Dynamic Flight Simulation Experiment for Anti-aircraft Weapon

DING Tian-bao，YANG Dong，HE Zhao，WANG Kun
（Northwest Institute of Mechanical and Electrical Engineering，Xianyang 712099，Shaanxi，China）

A new principle of dynamic flight simulation experiment for anti-aircraft weapon is presented for the simulation experiment of anti-aircraft weapon in laboratory.A mathematical model of obtaining the tagart truth values and a mathematical model of obtaining the truth values of pitch and roll positions of tracker are established.The dynamic flight simulation experiment principle and the mathematical models are verified through dynamic flight simulation experiment.The principle and the key technologies of simulating dynamic flight experiment are valuable for dynamic flight simulation experiment of anti-aircraft weapons，which will promote the research and development of new anti-aircraft weapons.The proposed method is used to establish the theoretical basis of the dynamic flying experimental system，which can be used for data processing and error analysis.

ordnance science and technology；anti-aircraft weapon；dynamic flight experiment；truth value

TJ301

A

1000-1093（2016）03-0408-06

10.3969/j.issn.1000-1093.2016.03.004

2015-04-23

西北機(jī)電工程研究所預(yù)先研究項(xiàng)目（2014-01-FJ1335）

丁天寶（1962—），男，研究員。E-mail：tbding@yeah.net