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针对被动寻的式侵彻炸弹的特点,设计了具有末端落角约束的变结构制导律,并采用将制导指令经过一阶低通滤波器的方法,实现对弹体攻角的估计.将该制导律用于电视制导侵彻炸弹的数学仿真,通过仿真讨论了制导律参数对制导效果的影响.仿真结果表明,该攻角估计方法是可行的,该制导律能够同时满足脱靶量和末端落角的要求,达到侵彻炸弹控制弹着角的目的. 相似文献
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针对卫星制导炸弹高度测量误差较大的缺点,利用最优控制理论设计了一种带落角约束的最优末制导律。为满足快速解算的需求,基于遗传算法优化得到次最优末制导律,使制导炸弹以陡峭的弹道攻击目标,消除高度误差对制导精度的影响。仿真结果表明:炸弹着地时弹道倾角接近-90°,法向需用过载远小于可用过载,具有良好的毁伤效果,末制导律制导精度高,鲁棒性强。 相似文献
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根据被动寻的侵彻型制导炸弹的运动特点,设计了能够满足多项约束指标的滑模制导律,并对滑模稳定性进行了证明。仿真结果表明,该制导律能够满足脱靶量和侵彻型制导炸弹对末端攻角及弹道倾角的要求,对参数摄动具有一定的鲁棒性,说明了所设计制导律的有效性。 相似文献
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精确对地攻击姿态约束最优末制导设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对远程精确对地攻击姿态约束末制导问题,提出按照命中点姿态角需求设计基准弹道,并建立了围绕基准弹道的线性时变弹目运动方程。以弹道跟踪误差和控制能量最小为优化指标,取弹道跟踪误差加权阵与剩余飞行时间的平方成反比,求得了一种新的精确对地攻击姿态约束末制导律。制导指令由基准弹道补偿项和弹道跟踪误差项两部分组成。与文献[1]制导律的仿真对照表明,本文给出的制导律具有较小的需用过载,命中点姿态角控制精度高、脱靶量小、适用性好。研究结果对远程对地攻击导弹或制导炸弹末制导系统设计具有参考价值。 相似文献
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针对激光末制导炮弹受许多随机因素影响会出现脱靶的问题,对激光末制导炮弹制导误差进行分析。给
出激光末制导炮弹的工作过程,建立误差的数学模型,采用数值积分算法,定量分析制导误差对命中精度的影响,
并给出提高末制导炮弹射击精度的措施。结果表明:在射击过程中,照射误差、制导精度、目标幅员等因素会直接
影响激光末制导炮弹的命中精度。该研究可为末制导炮弹的作战使用提供理论参考。 相似文献
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半捷联图像寻的制导系统导引信息构造方法 总被引:3,自引:0,他引:3
半捷联导引头的动力学数学模型非线性比较严重,EKF(Extended Kalman Filter)滤波不能满足高精度制导要求。本文采用UKF(Uncented Kalman Filter)滤波方法对框架角速率进行估计,同时结合弹上IMU测量得到的弹体角速率信息以及图像探测器处理得到的目标在像平面上的位置信息,构造导弹的准比例导引信息。通过仿真对比了基于EKF和UKF的框架角速度滤波估计精度,进行了基于UKF的导弹三维飞行仿真。结果表明,基于UKF滤波方法所构造的制导信息精度较高,能够满足导弹精确打击需求。 相似文献
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上官垠黎 《兵工学报(英文版)》2005,1(2)
This paper aims at a type of image homing guided missile. The guided trajectory characteristics and the initial condition of the homing guidance are analyzed by calculating the miss distance of the image guided missile. Several modified proportional navigation laws which are easy for engineering implementation are introduced. 相似文献
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基于激光制导的高速拦截制导精度分析 总被引:1,自引:0,他引:1
防空领域中存在拦截目标速度高,控制时间短等难题。基于Simulink模块仿真,搭建激光末制导回路并构造该回路的伴随系统,仿真分析了随着弹-目接近速度不断提高,激光导引头在不同响应速度条件下,导引头角速度测量误差、角速度噪声以及导引律中的角度约束等因素所引起的脱靶量随末制导时间的变化规律。结果表明,提高激光导引头的响应速度能够有效降低弹-目接近速度提高所带来的影响。若弹-目接近的马赫数达到4以上,导引头带宽至少需大于80Hz,才能使得制导精度不会随着接近速度的提高而进一步的降低。 相似文献
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以打击地面运动目标为研究对象,提出了一种带落角约束的偏置相对比例制导律。利用弹目相对运动关系,将运动目标视为一个虚拟静止目标。进而,实际的制导指令可转化为虚拟制导指令,即相对飞行轨迹角变化速率的设计问题。再依据相对关系,采用瞬时变化及小角度假设推导得到了偏置指令项。通过要求相对飞行轨迹角速率与视线角成比例并包含一个附加偏置项,实际弹道倾角的约束控制可通过间接控制相对飞行轨迹角实现。由于所提制导方案需要剩余时间,推导得到了一种针对运动目标并考虑比例项和偏置项的剩余时间估计方法。仿真结果表明,该制导律可以对运动目标实现全向打击,并具有良好的制导性能。 相似文献