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当导弹进入末修段飞行时,需要对俯仰、偏航、滚动三个通道进行调姿.本文介绍了末修段姿控系统的组成及控制原理,以及三通道调姿设计和姿控系统的数学模型.最后,用Matlab进行了末修段姿控系统六自由度半实物仿真试验,验证了数学仿真的正确性,证明了方法的有效性. 相似文献
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末修姿控段战略导弹弹道仿真模型及散布分析 总被引:1,自引:0,他引:1
导出了适用于末修姿控控段弹道仿真的数学模型,用求差法算出了由于后效冲量及其偏差引起的主动段终点参数散布,找出了引起散布的主要因素,为现有及未来战略导弹的精度分析提供了直接依据。 相似文献
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半实物炮控仿真系统的设计 总被引:3,自引:0,他引:3
采用半实物实时仿真的方案设计了坦克炮控仿真系统,该系统由仿真计算机、仿真控制器、炮控计算机以及部分炮控系统部件组成,可以实现静态测量、稳定状态、跟踪与调炮状况的仿真。建立了炮控系统的仿真模型,进行了仿真系统运行剖面和仿真用例的设计。在大量实车测试和理论分析的基础上建立了火炮干扰力矩仿真数据库,仿真结果与实车测试结果对比表明,对不同路面不同速度下火炮运动的仿真都达到了满意的要求,较真实地反映了坦克炮控系统的动态特性。它除可为现有炮控系统进行仿真实验外,还可成为新型炮控系统研制中进行算法研究、性能实验的仿真平台。 相似文献
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传统基于姿控喷管的断续姿控系统多采用经典的斜线开关线设计非线性控制律,系统设计时往往难以同时满足姿控精度、推进剂消耗、喷管开关次数等要求和约束。为进一步优化系统设计,实现各性能指标闭合,提出了基于最优控制的断续姿控系统二次型开关线控制方法,并推导得到了系统姿控精度模型。通过仿真试验对比了传统斜线开关和二次型开关控制的性能。仿真结果表明,两种方法下系统姿控精度计算模型正确,性能指标各有优劣,姿控系统设计时可依据系统约束综合考虑选取不同方案。 相似文献
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针对最优鲁棒控制理论应用于导弹姿控系统设计中的原理缺陷,提出了导弹姿控系统设计中的变增益鲁棒控制方法.首先介绍了基于状态反馈的变增益鲁棒控制理论的基本原理,进而把它应用于姿控系统的设计并进行了仿真分析,之后就变增益鲁棒控制与最优鲁棒控制应用于导弹姿控系统的设计性能进行了比较分析,得出了一些有益的结论. 相似文献
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以MATLAB/SIMULINK为仿真平台,对以永磁同步电动机为驱动电机的交流炮控系统进行了仿真和分析,仿真结果说明交流炮控系统在跟踪、稳定等性能上均优于以往的直流电传炮控系统. 相似文献
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在火箭弹基础上进行了一些改进,加装了一个调姿机构,来达到垂直攻击的目的.为了准确达到该调姿机构需要完成的任务设计了气囊和环形聚能爆炸切割器,并用实例进行了弹道仿真.经仿真分析得出,该调姿机构是能够将火箭弹的攻击方式变成垂直攻击的,即能够达到提高火箭弹攻击效果的目的. 相似文献
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弹道式航天飞行器末修闭路制导飞行段通常采用具有非线性特性的固定姿控喷管进行姿态跟踪和稳定控制,此时姿态控制精度直接影响闭路制导效果。传统斜线开关线控制方法存在系统性姿态角偏差,导致末修推力方向与待增速度方向始终存在差异,进而影响到飞行器落点精度。提出的基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法,通过干扰力矩在线辨识,实时设计姿控喷管开关线,将极限环调整至环绕原点,从而提高姿控精度。基于某型飞行器的仿真结果表明,与传统设计方法相比,基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法可将闭路制导段姿态控制精度提高约90%,减小姿态偏差对闭路制导的影响,飞行器落点精度提高约25%。 相似文献
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长征五号火箭末级飞行段采用迭代制导控制方式,程序角在线规划生成,终端程序角不再是标准弹道程序角.由于迭代制导程序角终端值不固定,传统火箭使用的转动固定角度的调姿方式不能适用,因此调姿段需要采用在线规划的调姿方式.提出"三通道程序角在线调姿规划"和"程序四元数在线调姿规划"两种在线调姿规划方法,分别对三通道程序角和程序四... 相似文献
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姿控支架采用管路与结构承力件一体化的设计理念,取消了姿控系统多个姿控发动机管路及其支架,不仅减轻了姿控系统重量,同时也保证了姿控发动机的安装精度.在综合姿控发动机舱内布局、空间尺寸及位置等因素基础上,提出不同结构和不同材料一体化设计的姿控支架方案,并对其在结构强度、刚度、流阻及工艺性方面进行了对比.结果表明,两种不同材料、结构的姿控支架方案皆能满足动力系统使用要求,但钛合金结构方案在重量、系统流阻匹配性方面更具优势. 相似文献
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本文论述了运载火箭三通道大姿态的设计和数学仿真。首先建立了箭体全量,三通道运动模型,接着介绍了用多变量系统现代频域理论,进行调姿系统设计的基本思想和方法,最后以实例给出系统设计和数学仿真结果。 相似文献
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白小湃 《导弹与航天运载技术》1996,(6)
针对CZ-2C/FP(分配器)的离轨要求,对被动和主动两种离轨方案进行计算、分析和比较,最后选择主动离轨方案对CZ-2CFP在卫星分离后进行离轨,即在卫星分离后,用箭上姿控喷管将FP调姿至所需姿态,然后用剩余推进剂离轨,改变FP的轨道,使近地点高度降低,加快轨道衰减,达到离轨目的。这种主动离轨方案直接利用箭上姿控系统进行离轨,无需重新设计新的离轨系统,从而保持了原系统的简单和可靠并可以节省大量的经费。而且,主动离轨方案可以将FP同其它在轨飞行物之间的碰撞概率减小两个数量级还多,这对保证卫星的安全有很大的好处。 相似文献