CN112464457A - 基于火炮初始段坐标的跳角计算方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于火炮初始段坐标的跳角计算方法及装置，包括获取炮口初始段的弹道数据；获取跳角模型；根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角；仿真模拟验证跳角。通过实施本发明的技术方案，实现了从炮口初始段坐标到跳角的转换，模型对火炮全射界具有普遍适用性；进行了风修，放宽了试验条件对风的限制，提高了跳角精度。

Description

基于火炮初始段坐标的跳角计算方法及装置

技术领域

本发明涉及跳角计算方法技术领域，具体涉及一种基于火炮初始段坐标的跳角计算方法及装置。

背景技术

弹丸出炮口时的初速矢量线与未发射时身管的理论轴线(炮尾中心与炮口中心连线)的夹角称为跳角。跳角是由发射过程中火炮身管的振动及角变位、弹丸质量偏心、身管的弯曲等原因引起的。跳角是射角的主要组成部分，跳角是否准确，直接决定弹道计算与所编射表的精度，进而影响武器的射击准确度。

目前，我国身管类武器跳角主要从专门的平射跳角试验获取，在露天采用区截装置配合跳角靶的试验方式。跳角靶一般由木质框架与马粪纸制成，用于测量弹丸飞行0.1s左右的三维坐标。区截装置配合计时仪测量弹丸飞过某段距离所用时间，计算得到弹道平均速度(实际上是弹道中点速度)。试验时在距炮口50米～200米设立跳角靶，在炮口和跳角靶间等距离成对布设区截装置。火炮采用水平射击方式，每发射击前在靶框上铺设靶纸，并划十字线作为瞄准中心，根据坐标系，通过击针孔、炮口十字线瞄准跳角靶十字线，射击时，弹丸穿过区截装置，触发计时仪通断信号，并在靶纸上留下弹孔，射击后，测量记录靶纸弹孔坐标、每对区截装置间距与弹丸飞行时间。每发射击都需更换靶纸、瞄准标定。在真空弹道理论下，考虑弹道下降量，利用试验获取的跳角靶弹孔坐标平均值和弹道平均速度计算出跳角值。跳角计算公式如下：

式中：

Ω_z、Ω_y——铅直试验跳角和水平试验跳角，rad；

——弹丸由炮口到跳角靶间的平均速度，m/s；

g——重力加速度，取试验场当地值，m/s²；

x_t、Δy、Δz——跳角靶至炮口的距离、弹孔竖、横坐标，m。

在确定射程试验项目使用火炮的跳角时，射击3组，每组(5+1)发；确定表定跳角(该型火炮母体的跳角期望值)时，需要3门火炮，每门火炮射击3组，每组(5+1)发。射程试验通常为曲射弹道，但现在跳角试验与数据处理方法无法获取火炮的仰射跳角，近似使用平射跳角代替仰射跳角。

采用区截装置与跳角靶配合测试获取跳角的试验方法，已经沿用60余年，无论是理论支撑上还是工程实施上都存在不足，严重滞后于现代射表编拟与靶场试验技术的发展，主要表现在以下几个方面。真空弹道假设可能引起跳角计算大误差；平射跳角代替仰射跳角的近似应用存在大误差。

因此，本行业急需一种解决降低跳角误差的技术方案。

发明内容

本发明的目的是由于当前还不具备在工程实践中直接测量弹丸速度矢量线方向的能力，但可以结合射程试验中测量必要的弹道数据，通过坐标等数据的转换间接获取跳角，从而取消专门的跳角试验，大幅度降低弹药消耗，而且可以获取不同仰角下的跳角数据。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，包括：

获取初始段的弹道数据；

获取跳角模型；

根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角。

进一步的，获取初始段的弹道数据，具体包括：

立靶靶距x_t；

靶面上的着靶坐标(Δy,Δz)、飞行时间t'；

火炮仰角

方向λ₀；

风速W_N、风向W_D。

进一步的，获取跳角模型，具体包括：

Ω_y＝-(Δz-z_W)/x_t，

其中，Ω_y为水平跳角；

其中，Ω_z为铅直跳角。

进一步的，根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角，具体包括：

根据真空弹道理论，初速V₀、仰角

的弹丸飞行时间t后着靶，速度、坐标在地面系投影分别为：

z＝0

当存在铅直跳角Ω_z、水平跳角Ω_y时，弹丸着靶时间为t′，则着靶点在地面系中坐标：

跳角很小，令cosΩ_y＝1、cosΩ_z＝1，sinΩ_y＝Ω_y、sinΩ_y＝Ω_y，由于x'＝x＝x_t，则

Ω_y＝-tan^-1(Δz/x)≈Δz/x (2)

将式(1)代入式(3)得

Δy＝V₀t'Ω_zsecφ₀-gt'²/2＝x_tΩ_z/(cos²φ₀-Ω_zsinφ₀cosφ₀)-gt'²/2

Δz、Δy、t'可测，可按公式(2)、(4)计算跳角。

进一步的，还包括：

仿真模拟验证跳角。

进一步的，仿真模拟验证跳角，具体包括：

根据跳角计算模型推导跳角的正确性验证；

根据真空假设条件对普适性进行验证。

进一步的，根据真空假设条件对普适性进行验证，具体包括：

根据标准气象条件下的模型进行误差分析；

根据气压变化时的模型进行误差分析；

根据气温变化时的模型进行误差分析；

根据有风时的模型进行误差分析与修正。

进一步的，根据有风时的模型进行误差分析与修正，具体包括：

Ω_y＝-(Δz-z_W)/x_t (5)

本发明还公开了一种基于火炮初始段坐标的跳角计算装置，包括：

预处理模块，用于获取初始段的弹道数据；

跳角模型模块，用于获取跳角模型；

推导模块，用于根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角；

仿真模块，用于仿真模拟验证跳角。

有益效果：

通过实施本发明的技术方案，通过坐标等数据的转换间接获取跳角，从而取消专门的跳角试验，大幅度降低弹药消耗，而且可以获取不同仰角下的跳角数据；进行了风修，放宽了试验条件对风的限制，提高了跳角精度。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请基于火炮初始段坐标的跳角计算方法的流程图；

图2为本申请基于火炮初始段坐标的跳角计算装置的结构示意图。

图例：1.装置；11.预处理模块；12.跳角模型模块；13.推导模块；14.仿真模块。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

如图1所示，本发明公开了一种基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，具体包括以下步骤：

S100：获取初始段的弹道数据。

进一步的，获取初始段的弹道数据，具体包括：

立靶靶距x_t；

靶面上的着靶坐标(Δy,Δz)、飞行时间t'；

火炮仰角

方向λ₀；

风速W_N、风向W_D。

S200：获取跳角模型。

进一步的，获取跳角模型，具体包括：

Ω_y＝-(Δz-z_W)/x_t，

其中，Ω_y为水平跳角；

其中，Ω_z为铅直跳角。

S300：根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角。

弹丸运动初始段，由于飞行时间很短，垂直于弹丸速度方向空气动力作用累积效果还不明显，假设弹丸出炮口后的初始段只受重力作用，在真空假设下根据跳角计算公式。在以炮口为原点、射向为x轴正向的地面坐标系中，垂直于x轴距炮口x_t的位置立虚拟靶面，以火炮身管理论轴线延长线与靶面交点为测量坐标系原点，以Δy、Δz表示测得的弹孔竖坐标和横坐标。

进一步的，根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角，具体包括：

根据真空弹道理论，初速V₀、仰角

的弹丸飞行时间t后着靶，速度、坐标在地面系投影分别为：

z＝0

当存在铅直跳角Ω_z、水平跳角Ω_y时，弹丸着靶时间为t′，则着靶点在地面系中坐标：

跳角很小，令cosΩ_y＝1、cosΩ_z＝1，sinΩ_y＝Ω_y、sinΩ_y＝Ω_y，由于x'＝x＝x_t，则

Ω_y＝-tan^-1(Δz/x)≈Δz/x (2)

将式(1)代入式(3)得

Δy＝V₀t'Ω_zsecφ₀-gt'²/2＝x_tΩ_z/(cos²φ₀-Ω_zsinφ₀cosφ₀)-gt'²/2

Δz、Δy、t'可测，可按公式(2)、(4)计算跳角。

S400：仿真模拟验证跳角。

进一步的，仿真模拟验证跳角，具体包括：

根据跳角计算模型推导跳角的正确性验证。

上面基于真空弹道，推导根据从炮口初始段坐标转换跳角的模型，在推导过程中忽略小项，这些小项的忽略处理是否合理，对模型的精度有多大影响，进行仿真计算验证。验证中基于真空弹道理论，取V₀＝904m/s、Ω_z＝10′、Ω_y＝10′，计算不同射角、不同靶距x_t下的飞行时间t′、弹道高y′、横偏z′，用

Δz＝z′计算着靶坐标，用公式(2)、(4)计算跳角，射角60°时计算结果见表1。

射角60°跳角仿真结果随靶距变化。

表1

在0°-60°间每间隔10°，同样进行仿真计算，发现不同射角、不同靶距下模拟计算的铅直跳角和水平跳角均为0.167°，与初始设定完全一致，表明模型推导过程无误，其自身误差可以忽略。

根据真空假设条件对普适性进行验证。

上述公式推导的前提是真空假设，忽略了弹丸空气动力作用及气象条件变化对弹道的影响，下面通过空气弹道与真空弹道仿真对比来考察真空假设条件的适用范围。采用某型155mm榴弹弹体结构和气动参数、刚体弹道模型，在炮兵标准气象条件及风、气温、气压变化的情况下，计算不同射角、不同斜距下的飞行时间t′、距离x′、弹道高y′、横偏z′，用x_t＝x′、

Δz＝z′计算靶距、着靶坐标，带入跳角计算公式得到的跳角即为真空假设引起的误差。

进一步的，根据真空假设条件对普适性进行验证，具体包括：

根据标准气象条件下的模型进行误差分析。

在标准气象条件下，分别计算初速904m/s、508m/s时不同射角及飞行斜距的跳角误差，结果见表2、表3。

初速904m/s标准气象下跳角误差随斜距变化。

表2

初速508m/s标准气象下跳角误差随斜距变化。

表3

跳角误差随斜距增大而增大，随初速增大而减小，标准气象条件下，跳角误差很小，在飞行时间小于0.5s的靶距内，无论是铅直跳角还是水平跳角均小于0.1mil。

铅直跳角误差为正，即真空假设下弹道低于标准气象下的弹道，误差随射角增大而减小，随飞行时间(斜距)增长而增大。真空假设下弹道弯曲完全由重力作用引起，弯曲变化程度

而标准气象条件下，重力作用使速度方向偏离弹轴向下变化，产生向上的攻角δ_1p，进而形成向上升力，减缓弹道重力弯曲，所以标准气象下弹道高于真空弹道；射角越大，重力引起弹道弯曲越小，形成攻角越小，升力越小，标准气象与真空假设下弹道高差异越小；飞行时间越长，升力作用积累越多，标准气象与真空假设下弹道高差异越大。

水平跳角误差为负，即真空假设下比标准气象下弹道偏左，误差随飞行时间增大而增大。对于右旋弹丸，在翻转力矩及陀螺效应作用下，向上的攻角变化会引起弹轴向速度右侧的系统偏离，即形成向右的攻角δ_2p(动力平衡角)，攻角δ_2p与

成正比，产生向右的升力，导致弹道右偏(偏流)，这种偏离随时间积累而增大。

根据气压变化时的模型进行误差分析。

在标准气象条件基础上，将气压增加20hPa，分别计算初速508m/s时不同射角及飞行斜距的跳角误差，结果见表4。

初速508m/s气压增加20hPa跳角误差随斜距变化。

表4

相对标准气象条件，气压增加20hPa相当于空气密度增加2％，对弹道影响很小，而气压减小或发射阵地增高，空气密度降低，更接近真空假设，气压变化引起的跳角误差很小，可以忽略。

根据气温变化时的模型进行误差分析。

在标准气象条件基础上，将气温降低35℃，分别计算初速508m/s时不同射角及飞行斜距的跳角误差，结果见表5。

初速508m/s气温降低35℃跳角误差随斜距变化。

表5

相对标准气象条件，气温升高，空气密度降低，更接近真空假设，气温降低35℃对弹道影响很小，而射击试验通常不会在低于零下20℃的天气进行，因此，气温变化带来的跳角计算误差可以忽略。

根据有风时的模型进行误差分析与修正。

在标准气象条件基础上，在顺风8m/s和逆风8m/s时，分别计算初速508m/s时不同射角及飞行斜距的跳角误差，结果见表6、表7。

初速508m/s顺风8m/s下跳角误差随斜距变化。

表6

初速508m/s逆风8m/s下跳角误差随斜距变化。

表7

当存在纵风时，小射角射击时，跳角误差很小，大射角时误差增大，水平跳角误差大于铅直跳角误差，在飞行时间小于0.5s的靶距内，个别区域误差超过0.5mil，已经不可忽略。

射角大于零且顺风时，相对速度偏向绝对速度的上方，假设弹轴与初速方向一致，弹轴偏向相对速度的下方，在与空气固连的动参考系内看时，相当于有一个向下的攻角。攻角δ₁＝tan^―1[Vsinθ/(Vcosθ―W_x)]―θ在θ<cos^―1(W_x/V)时随射角增大而增大，向下的攻角必然会产生向下的升力，加速弹道下降，所以实际着靶点比标准气象下的着靶点偏下，当此升力作用大于标准气象下重力弯曲引起的向上升力时，实际着靶点也将低于真空假设下的着靶点，且偏差越来越大。由于陀螺效应、翻转力矩作用，在铅垂面内向下的攻角引起弹轴向左偏离速度方向，所以顺风比标准气象的弹道偏左，当左偏效果大于标准气象下的右偏积累(偏流)时，顺风比真空假设下的弹道偏左。

逆风时，相对速度偏向绝对速度及弹轴的下方，在与空气固连的动参考系内看时，相当于有一个向上的攻角。攻角δ₁＝θ―tan^―1[Vsinθ/(Vcosθ+W_x)]随射角增大而增大，向上的攻角必然会产生向上的升力，所以实际弹道比标准气象下的弹道更高。在铅垂面内向上的攻角引起弹轴向右偏离速度方向，所以逆风比标准气象的弹道更偏右。

在标准气象条件基础上，在横风8m/s和-8m/s时，分别计算初速508m/s时不同射角及飞行斜距的跳角误差，结果见表8、表9。

初速508m/s横风8m/s下跳角误差随斜距变化。

表8

初速508m/s横风-8m/s下跳角误差随斜距变化。

表9

当存在从左到右的正横风时，相对速度偏向绝对速度的左侧，弹丸所受阻力方向改变，在垂直于射击面方向上产生阻力分量，弹丸运动右偏W_z[t―x/(V₀cosθ₀)]，假设弹轴与初速方向一致，弹轴偏向相对速度的右侧，在与空气固连的动参考系内看时，相当于有一个向右的攻角δ₁＝tan^―1(W_z/V)，产生向右的升力，使弹道更偏向右侧；对于右旋弹丸，当有向右的初始攻角时，陀螺效应同样会引起下的平均攻角，在升力作用下，致使弹道下降量增大。当横风从右至左时，无论是阻力方向变化还是绕心运动引起的水平升力作用，都使得弹道左偏；绕心运动引起的铅直升力作用，使得弹道上偏。在较大横风作用下，真空假设下确定的弹道下降量及侧偏与实际情况相差较大，计算出的铅直跳角和横向跳角均存在较大误差。

风改变了弹丸相对空气的速度大小和方向，因而改变了空气阻力的大小和方向，结果使质心速度大小改变、方向偏转，从而改变了弹道。另一方面，由于风改变了弹轴相对空气速度的方向，将形成弹轴与气流速度间的攻角，在各种气动力矩作用下，弹丸将产生围绕质心的角运动，而角运动中由攻角产生的升力又将改变质心速度方向，进一步影响质心的运动。

进一步的，根据有风时的模型进行误差分析与修正，具体包括：

在跳角计算公式中，所测得的弹丸初始段坐标认为仅由重力及跳角引起，而忽略了气象条件对弹道的影响，导致风速较大时直接应用公式会产生大误差。有必要对公式进行风修，提高公式适用范围。有风时可用公式(5)、(6)计算。

Ω_y＝-(Δz-z_W)/x_t (5)

选取风对跳角影响显著的几种情况，验证带有风修的跳角公式的准确性，结果见表10、表11。

初速508m/s逆风8m/s下风修后跳角误差随斜距变化。

表10

初速508m/s横风下风修后跳角误差随斜距变化。

表11

仿真验证表明，经过风修后，跳角模型误差得到大幅提高。计算风对竖、横坐标影响时应采用刚体弹道方程，不仅要考虑风对质心运动的直接影响，还要计及风引起的角运动对质心运动的间接影响。

对比例1

真空弹道假设可能引起跳角计算大误差：

跳角计算公式是基于真空弹道理论推导的，真空弹道假设与实际不符，弹道下降量的计算及横向跳角的计算都存在误差。比如横向弹孔坐标中含有横风及旋转弹丸偏流作用部分，真空理论计算的弹道下降量同真实弹道下降量不等同。用某型榴弹的参数计算出气象条件偏差对100米靶距弹道下降量及侧偏影响情况如表12所示。从表12中看出，除横风外其余气象条件对跳角试验结果影响不大，横风影响较大，10m/s的横风(弹丸初速660m/s)会致使铅直跳角和横向跳角产生1′的误差，大多数武器系统的跳角一般在1mil左右，这样大的误差是应该予以考虑的。

100米靶距弹道下降量及侧偏对比。

表12

这种情况主要是风对旋转稳定弹丸弹道交叉影响的结果。风对弹道的交叉影响分为两方面：一方面纵风的作用不仅会改变飞行距离，而且在大仰角射击时对侧偏的影响也不可忽略；另一方面横风的作用不仅会使弹道产生风偏，而且小仰角射击也会引起射距离不可忽略的改变。

纵风、气压和气温有较大偏差时，主要影响弹丸飞行的阻力，改变弹丸在炮口和立靶间的飞行时间，而试验中用区截装置和计时仪间接测量弹丸飞行时间，已经考虑了弹丸阻力的影响，能够比较全面地反映弹丸飞行的实际，实测飞行时间和弹丸实际飞行时间、实际下降量和真空理论计算的弹道下降量基本一致，跳角试验一般以小仰角射击，纵风对弹道横向的作用可以忽略，因此用这种试验方法，纵风不会引起跳角的误差。

有横风作用时，由于仰角小，横风对弹丸射程的影响就突显出来。当存在从左到右的横风时，相对速度偏向绝对速度的左侧，假设弹轴与初速方向一致，弹轴偏向相对速度的右侧，在与空气固连的动参考系内看时，相当于有一个向右的初始攻角。对于右旋弹丸，当有向右的初始攻角时，其偏角是向下的，致使弹道下降量增大，这样真空理论确定的弹道下降量与实际的弹道下降量相差较大，计算出的铅直跳角存在误差。另外，有横风时，弹丸飞行存在风偏，但跳角计算公式中没有考虑风偏的影响，因此横向跳角存在误差。

对比例2

跳角的近似应用存在大误差

弹道校模是射表编拟关键环节，校模中如果射角、射向不准，所获基础参数就会产生误差，影响校模效果，降低弹道仿真或射表编拟精度。因此准确获取射角、射向是射表试验的基本要求，是保证射表编拟质量的前提条件。射程试验通常为曲射弹道，但现行跳角试验与数据处理方法无法获取火炮的仰射跳角，所以必须使用射程试验的火炮进行专门的平射跳角项目。一般情况下，本炮跳角试验射击3组，每组5发。忽略本门火炮跳角的平射曲射差异，利用平射跳角计算射程试验的射角、射向。不同火炮跳角也不相同，为尽可能的提高某型武器的命中精度，通常使用多门火炮进行跳角试验，用多门炮跳角的平均值作为该型武器母体跳角期望值的估计，称为表定跳角。一般情况下，使用3门火炮、每门火炮射击3组，每组5发，得出给定型号武器弹药的平均跳角，并把这一平均跳角作为定起角直接应用在初始诸元的解算中。跳角形成受多种因素影响，既具有系统性又具有很强的随机特性，不同火炮、同一火炮不同寿命阶段、不同弹重、不同初速、不同射击条件引起的跳角不同，以特定条件下的专门试验跳角来修正所有射击状态的射角，会带来不同程度的误差。在射表编拟中，射程试验与跳角试验分开进行，两类试验，不同发射状态，不同弹药的数据混合使用不配套。在部队使用中，以平射的表定跳角代替全射界跳角，存在误差。跳角的系统性偏差，会降低弹道校模仿真与射表编拟精度，也会显著降低火炮射击精度或首发命中概率。特别是对低伸弹道性能影响显著，在千米距离上，1mil(3.6′)的跳角即可产生1m的高低误差。

以上为本申请实施例提供的一种基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，基于同样的思路，本申请实施例还提供一种基于火炮初始段坐标的跳角计算方法装置1，如图2所示。

一种基于火炮初始段坐标的跳角计算方法装置1，包括：

预处理模块11，用于对降阶刚体弹道模型进行雷达探测，获取弹道数据；

跳角模型模块12，用于获取跳角模型；

推导模块13，用于根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角；

仿真模块14，用于仿真模拟验证跳角。

这里的终端的基于非充分测量数据的惯性飞行弹道反推装置1的一种具体应用可以理解为一种虚拟的装置，例如与浏览器相类似的软件产品。预处理模块11、转换模型模块12、推导模块13和仿真模块14的一种具体应用可以理解为可以独立封装的功能函数。

进一步的，在本申请提供的一种实施例中，预处理模块11用于获取初始段的弹道数据，具体用于：

立靶靶距x_t；

靶面上的着靶坐标(Δy,Δz)、飞行时间t'；

火炮仰角

方向λ₀；

风速W_N、风向W_D。

进一步的，在本申请提供的一种实施例中，跳角模型模块12，用于获取跳角模型，具体用于：

Ω_y＝-(Δz-z_W)/x_t，

其中，Ω_y为水平跳角；

其中，Ω_z为铅直跳角。

进一步的，在本申请提供的一种实施例中，推导模块13，用于根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角，具体用于：

根据真空弹道理论，初速V₀、仰角

的弹丸飞行时间t后着靶，速度、坐标在地面系投影分别为：

z＝0

当存在铅直跳角Ω_z、水平跳角Ω_y时，弹丸着靶时间为t′，则着靶点在地面系中坐标：

跳角很小，令cosΩ_y＝1、cosΩ_z＝1，sinΩ_y＝Ω_y、sinΩ_y＝Ω_y，由于x'＝x＝x_t，则

Ω_y＝-tan^-1(Δz/x)≈Δz/x (2)

将式(1)代入式(3)得

Δy＝V₀t'Ω_zsecφ₀-gt'²/2＝x_tΩ_z/(cos²φ₀-Ω_zsinφ₀cosφ₀)-gt'²/2

Δz、Δy、t'可测，可按公式(2)、(4)计算跳角。

进一步的，在本申请提供的一种实施例中，仿真模块14，用于仿真模拟验证跳角，具体用于：

根据跳角计算模型推导跳角的正确性验证；

根据真空假设条件对普适性进行验证。

在一个典型的配置中，计算设备包括一个或多个处理器(CPU)、输入/输出接口、网络接口和内存。

内存可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)。内存是计算机可读介质的示例。

计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。

还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。

本领域技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (9)

1.一种基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，其特征在于，包括：

获取炮口初始段的弹道数据；

获取跳角模型；

根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角。

2.根据权利要求1所述的基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，其特征在于，获取初始段的弹道数据，具体包括：

立靶靶距x_t；

靶面上的着靶坐标(Δy,Δz)、飞行时间t'；

火炮仰角

方向λ₀；

风速W_N、风向W_D。

3.根据权利要求1所述的基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，其特征在于，获取跳角模型，具体包括：

Ω_y＝-(Δz-z_W)/x_t，

其中，Ω_y为水平跳角；

其中，Ω_z为铅直跳角。

4.根据权利要求1所述的基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，其特征在于，根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角，具体包括：

根据真空弹道理论，初速V₀、仰角

的弹丸飞行时间t后着靶，速度、坐标在地面系投影分别为：

z＝0

当存在铅直跳角Ω_z、水平跳角Ω_y时，弹丸着靶时间为t′，则着靶点在地面系中坐标：

跳角很小，令cosΩ_y＝1、cosΩ_z＝1，sinΩ_y＝Ω_y、sinΩ_y＝Ω_y，由于x'＝x＝x_t，则

Ω_y＝-tan^-1(Δz/x)≈Δz/x (2)

将式(1)代入式(3)得

Δy＝V₀t'Ω_zsecφ₀-gt'²/2＝x_tΩ_z/(cos²φ₀-Ω_zsinφ₀cosφ₀)-gt'²/2

Δz、Δy、t'可测，可按公式(2)、(4)计算跳角。

5.根据权利要求1所述的基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，其特征在于，还包括：

仿真模拟验证跳角。

6.根据权利要求5所述的基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，其特征在于，仿真模拟验证跳角，具体包括：

根据跳角计算模型推导跳角的正确性验证；

根据真空假设条件对普适性进行验证。

7.根据权利要求6所述的基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，其特征在于，根据真空假设条件对普适性进行验证，具体包括：

根据标准气象条件下的模型进行误差分析；

根据气压变化时的模型进行误差分析；

根据气温变化时的模型进行误差分析；

根据有风时的模型进行误差分析与修正。

8.根据权利要求1所述的基于火炮初始段坐标的跳角计算方法，其特征在于，根据有风时的模型进行误差分析与修正，具体包括：

Ω_y＝-(Δz-z_W)/x_t (5)

9.一种基于火炮初始段坐标的跳角计算装置，其特征在于，包括：

预处理模块，用于获取初始段的弹道数据；

跳角模型模块，用于获取跳角模型；

推导模块，用于根据弹道数据与跳角模型的对应关系，进行推导计算跳角；

仿真模块，用于仿真模拟验证跳角。

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