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为研究视线角速度测量干扰对制导系统的影响,在有视线角速度测量干扰的情况下,对基于PD型比例导引和基于比例导引的制导系统的制导性能进行了比较.建立了弹目相对运动的数学模型,分析了干扰对制导系统稳定性的影响.采用伴随系统理论,在干扰为阶跃信号的情况下,对PD型比例导引和比例导引2种制导系统进行了脱靶量解析解的比较.结果表明,在视线角速度测量干扰存在且不进行抑制的情况下,在稳定性方面,前者优于后者;在脱靶量方面,后者优于前者.这表明,当制导系统采用PD型比例导引律时,抑制视线角速度的测量干扰是必须的. 相似文献
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导引头初步方案设计阶段快速估计制导系统脱靶量是缩短火箭弹研制进度的有效方法。依据刚体运动学和动力学原理,建立俯仰-偏航双框架稳定平台式导引头的耦合数学模型,模型重点考虑了导引头与弹体的耦合作用,在此基础上进一步提出伴随化制导系统脱靶量评估方法。利用导引头耦合数学模型、实际飞行试验数据和简单的制导系统设计参数,快速对火箭弹脱靶量作出估计,在导引头初步方案设计阶段快速更新设计参数、减少迭代设计过程。仿真结果表明,导引头耦合模型具有较高的精确度,结合伴随化方法可以快速估计脱靶量、为导引头和制导系统初步设计提供依据。 相似文献
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提出了用火箭弹弹性适配器实现被动控制发射的新方法,它比火箭炮被动控制发射有较多的优点。本文建立了带有弹性适配器的火箭弹发射动力学模型,并给出了动力学方程。作为计算机仿真结果,文中给出了被动控制效果与适配器刚度,定心部位置及火箭弹出口转角诸参量的关系,分析了空气动力参数的离散性对被动控制效果的影响。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》2003,(6)
专家论坛伊拉克战争的分析及启示吕级三 谷立祥 孟 京 ( 5 )…………………………………………………………从伊拉克战争论夺取制空权的军事手段樊会涛 王起飞 白晓东 ( 5 )…………………………………………运载器总体及分系统技术制导系统启控时刻对火箭弹初始扰动的影响研究王汉平 方远乔 ( 1 )…………………………………………导弹气动力参数辨识中的一种鲁棒算法王晓鹏 ( 1 )………………………………………………………………飞行力学导航法探讨柴 霖 袁建平 方 群 ( 1 )………………………………………………………………… 相似文献
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高低压发射系统动力学特性仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
文中基于恢复系数动态接触理论.建立了火箭武器发射过程中弹管动态接触碰撞的动力学模型。通过发射仿真分析。获得了火箭弹在高低压发射系统中的内弹道变化规律,分析了火箭弹与定向器的接触刚度、耳轴扭转刚度、尾喷管推力偏心等因素对俯仰角速度的影响特性,所得结论为火箭武器高低压发射系统的进一步相关研究奠定了基础。 相似文献
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火箭弹自旋角的测量是火箭弹姿态角测量中的关键。因为火箭弹的自旋角速度较高,所以陀螺杆度因子的微小变化将引起自旋角度很大的测量误差,使测量结果失去意义,为了克服标度因子变化带来的影响,本文首先将标度因子扩展为状态变量,然后利用Haupt提出的两步非线性最小方差估计器将其估计出来,仿真结果表明,当标度因子的漂移小于0.5%时,能对自旋角进行较好的估计。 相似文献
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对远程制导火箭弹国外技术现状和装备情况进行了分析,从结构特点、气动布局、战斗部、动力装置、制导系统等几个方面对美国、俄罗斯、以色列等国的精确制导火箭弹技术情况进行了全面的阐述。 相似文献
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针对目前火箭炮插拔机构检测系统检测时间长、检测效率低的缺点,研究设计了一种某型火箭炮发控时序智能检测系统。该系统充分利用现代最新发展的大规模集成电路技术和数字处理技术,对点火信号和装定信号进行采样、检测及处理,从而快速确定发控系统信号线路的工作状况。 相似文献
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两种弹筒适配方式对导弹出筒姿态的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
潜射导弹在水下垂直发射出筒过程中,弹体受到发射筒与适配器的共同约束,使得出筒阶段弹体载荷水平较高.为研究横向支撑对弹体出筒姿态的影响,依据动量和动量矩定理建立了导弹水下垂直发射出筒过程动力学模型,对艇速为1m/s、2m/s工况下的适配器和气密环-减震垫2种弹筒适配方式对导弹出筒时刻姿态的影响进行了仿真计算.结果表明,2种横向支撑方式下,出筒俯仰角、攻角量值差别不大,但角速度、质心横向偏移量差别较大,尤其是在气密环-减震垫横向支撑方式下,弹体出筒伴随较大的震荡过程. 相似文献
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当载机的雷达系统由受敌方压制干扰转为跟踪干扰源目标时,载机火控系统只能获得目标角度信息,不能正常测距测速。本文研究了跟踪干扰源模式下复合制导空空导弹的有关问题,对比分析了中制导段使用不同导引律对导引头角度预置精度的影响,得出了使用三点式导引最为有利的结论;文中还分析了装订目标速度对导引头速度搜索结果的影响,提出了确定允许发射距离时必须考虑目标速度、距离误差的影响。 相似文献
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为提高火箭弹射的性能,研究一种新型改进火箭多级筒燃气弹射装置的安全性,对其弹射过程中结构的动力学特性及发射过程中的影响因素进行比较分析。使用有限元方法对该弹射装置的弹射过程进行仿真,将弹射出的火箭位移、速度、俯仰角等结果与实验结果进行对比,验证有限元计算模型的有效性。在有限元模型基础上分析筒节间隙、推力偏心和发射角度对多级筒弹射安全性的影响。分析结果表明:发射角度是弹射安全性的主要影响因素,筒节间隙和推力偏心是次要影响因素,火箭弹射偏转、筒节间相互作用力和横向最大位移增大都是这些因素影响弹射安全性的主要表现;当活塞筒筒节间隙扩大到0.3 mm或发射角度偏转到3°时,会对发射安全性产生较大的威胁。 相似文献
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为了实现单兵火箭“有限空间内发射”的能力,提出了在尾管内放置液柱平衡体的单兵火箭发射系统,对该系统进行试验研究的同时分时段分析了内弹道过程。以经典内弹道理论为基础,将燃气与液体之间的无规则混合假设为“穿孔混合”,建立了发射系统的数学模型,并运用龙格-库 塔法进行了数值计算,给出了完整的内弹道曲线。通过试验与计算结果的对比分析,计算结果与试验结果吻合较好,燃烧室最大压力相对误差为1.6%,弹丸速度相对误差为0.9%,验证了该模型的有效性,为单兵火箭驱动液柱发射系统的内弹道过程提供理论参考依据。对比分析单兵火箭发射系统在有无液体柱平衡体两种条件下的计算结果可知,在相同发射条件下,液柱平衡体在减弱发射特征的同时提高了弹丸的速度,提升了火箭弹的威力。 相似文献
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弹道修正引信的无陀螺捷联惯性导航方法 总被引:7,自引:3,他引:4
首先分析了加速度计组合测量载体线加速度和角速度的原理。进而讨论了针对火箭炮或身管火炮的捷联惯性导航原理。最后给出了无陀螺捷联惯性导航系统的框图。 相似文献