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新一代防空导弹提高制导控制精度的需求与技术途径 总被引:14,自引:2,他引:12
阐述了新一代防空导弹提高制导控制精度的需求,分析了防空导弹制导控制误差的来源,论述了提高现代防空导弹制导控制精度的根本技术途径是大幅度减小过载响应时间,指出了直接侧向力控制能够满足这一需求,使现代防空导弹的最大脱靶量控制在1m-2m,甚至能够直接命中。 相似文献
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基于直接侧向力控制的智能末导引律的设计与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种适用于末段直接侧向力控制导弹的智能制导律.制导律的设计采用比例+Bang Bang的组合制导形式,具体方案是在末段直接侧向力控制启动之前采用比例导引,在直接侧向力控制启动之后,根据直接力控制的非线性特点,采用Bang Bang制导.直接侧向力启动时间的确定非常重要,提前或者延迟启动直接侧向力都会大大影响导弹的制导精度.为了确定直接侧向力的启动时间,提出了一种智能模糊算法来确定具体的直接侧向力启动时刻,仿真结果表明,该制导律在对付大机动的目标时能取得较好的制导精度,可以满足直接命中的要求. 相似文献
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远程地空导弹直接力/气动力复合控制技术研究 总被引:5,自引:0,他引:5
以某型远程地空导弹为背景,研究了以姿控发动机作为执行机构下导弹的姿态控制问题。通过研究姿控发动机控制机理,利用极点的配置分别设计了直接侧向力控制方案和直接力/气动力复合控制方案。仿真表明两种方案都可以实现导弹的大角度机动,实现姿态的稳定,并且可以抵抗通道间的耦合影响;直接力/气动力复合控制比直接侧向力控制具有更高的精度。 相似文献
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侧向喷流直接力控制技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用.运载火箭作为跨大气层飞行器,可以尝试采用该技术进行姿态、轨道控制.介绍了一种由侧向喷流发动机作为姿态控制执行机构的运载器,建立了运载器在大气层外飞行条件下的姿态动力学模型并设计了姿态控制规律.仿真结果表明,在姿控发动机存在安装误差的情况下,所设计的控制规律可以实现对运载器姿态的控制,通过选择控制器参数改变系统的响应特性可以满足迅速、精确、稳定地控制系统的要求.由此可见,采用侧向喷流直接力姿态控制系统能够完成运载器姿态控制任务. 相似文献
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为解决在末制导阶段引入直接力控制的时机问题,提出了一种基于模糊规则的设计方法.文中以应用广泛的比例导引律为基础,将剩余时间、目标机动、导弹需用过载、导弹速度这四个影响直接力引入时间的因素综合考虑,对直接力引入时机进行分析,利用模糊规则将四者综合,得到直接力引入时机.通过数字仿真,验证了该设计方法能够有效解决在末制导阶段直接力引入时机问题. 相似文献
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先进防空导弹直接力/气动カ复合控制关键技术分析 总被引:1,自引:0,他引:1
对比分析了国外已研制成功的直接力与气动力复合控制拦截弹;定性分析了直接侧向过载控制和力矩直接力控制的优缺点;探讨了复合控制拦截弹在末制导阶段是否需要滚转及转速对制导精度的影响;确定了复合控制的切换时间;推导出拦截弹所需要的脉冲发动机数量的公式,并对其详细讨论。 相似文献
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根据海湾战争的作战事实,讨论了地对地战术弹道导弹作为防空导弹拦截的目标,区别于飞机的特点。从研究“爱国者”防空导弹对付“飞毛腿”导弹的能力出发,分析了“爱国者”导弹的拦截效果。提出防空导弹对付地对地战术弹道导弹所必须具备的条件。展望拦截地对地战术导弹技术的发展前景。 相似文献
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针对解决防空导弹武控设备目前维修方式中的诸多问题,基于状态的维修(CBM)方式是有效解决途径之一。分析了对防空导弹武控设备进行CBM时的状态监测、失效模型建立、故障预测和维修决策等关键技术问题,探讨了防空导弹武控设备实现CBM的技术对策。结果表明,CBM具有诸多优点,它的实践应用必将引发武控设备维修技术的根本变革,促进高新技术在防空导弹武控设备维修领域的应用。 相似文献
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针对以冲压发动机为动力的远程战术导弹,描述了其飞行过程与特点。从制导律设计和控制律设计两个方面,综述了国内外相关技术的设计方法,论述了弹道优化技术、制导控制一体化、针对目标机动的制导律、BTT控制与速度控制技术的研究现状,探讨了冲压发动机导弹在制导控制方面的发展方向。 相似文献
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防空导弹武器系统火力分配 总被引:8,自引:1,他引:7
叙述了火力分配的一般数学模型.在此基础上,建立了防空导弹的火力分配数学优化模型,并讨论了数学模型的求解问题.最后,提出了防空导弹武器系统火力分配的工程模型,并与数学优化模型进行了比较。 相似文献
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空基动能拦截弹制导控制系统建模与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究用于弹道导弹助推段拦截的空基动能拦截弹的制导控制系统,探讨了弹道导弹助推段拦截的作战过程,建立了弹道导弹助推段飞行的弹道模型;根据弹道导弹在助推段的飞行特点,建立了动能拦截弹制导控制系统模型,其中包括拦截弹结构模型、动力学与运动学模型、相对运动模型、传感器测量模型、复合制导模型和直接力/气动力控制模型。在Matlab/Simulink环境下开发了弹道导弹助推段拦截的数字仿真系统,并对仿真结果进行了分析。仿真结果验证了模型的合理性,可为空基拦截弹制导控制系统的设计提供参考。 相似文献
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以超低空拦截导弹为背景,提出了一种捷联寻的直接力控制的制导控制系统设计方法。根据直接力控制的导弹动力学特征,给出了导弹弹道倾角的实时估算方法,实现了捷联寻的拦截导弹的积分式比例导引。为达到精确控制的目的,基于冲量相等原则,提出了脉冲发动机的点火个数及点火角度的计算方法。仿真结果表明:提出的捷联寻的直接力控制的超低空拦截导弹的制导控制系统设计方法是正确可行的,系统控制精度较高,满足了武器系统反应快、成本低、精度高的要求。 相似文献