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介绍了星光/惯性组合制导的特点、系统组成及工作原理.重点分析了利用星光折射原理实现导弹自主定位技术的工作原理及国内外应用发展情况,给出了一种星光/惯性组合制导修正方案;同时,对星光/惯性组合制导达到的精度水平进行了分析. 相似文献
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星光/惯性组合制导系统设计 总被引:3,自引:0,他引:3
周海 《战术导弹控制技术》2006,(3):37-41
介绍了星光,惯性组合制导的特点、系统组成及工作原理。重点分析了利用星光折射原理实现导弹自主定位技术的工作原理及国内外应用发展情况,给出了一种星光,惯性组合制导修正方案;同时,对星光,惯性组合制导达到的精度水平进行了分析。 相似文献
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再入飞行器攻击慢速活动目标的制导方案研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了再入飞行器攻击海上慢速活动目标的制导方案。首先介绍了目标的初始侦察定位系统 ;然后对再入飞行器攻击活动目标可以采用的导引头以及高空探测系统进行了分析 ;最后对再入飞行器降弧段的制导规律进行了研究。针对目标的最大逃逸范围 ,提出了高低空复合制导方案 ,仿真结果表明方案是可行的 相似文献
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《导弹与航天运载技术》2020,(3)
针对高速飞行器的上升段制导问题,提出了一种基于模型预测静态规划(Model Predictive Static Programming,MPSP)算法的自适应制导方法,实现了在存在不确定情况下高速飞行器对期望末端状态的高精度制导。MPSP算法在求解带末端约束的两点边值问题方面具有高效性,能够实现飞行过程中制导指令的快速计算。此外,考虑到MPSP算法是一种依赖于模型的算法,而复杂多变的大气环境带来了气动参数的不确定性。采用带遗忘因子的递归最小二乘法(Recursive Least Squares,RLS)在线地估计综合升力系数和综合阻力系数偏差,对模型进行偏差修正,提供了制导方案的自适应性。仿真结果表明,该制导方案能较好地完成飞行任务。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1990,(11)
为获得激光陀螺在未来系统要求的精度、尺寸和环境等条件下运用,霍尼韦尔公司已做过验证试验。本文重点论述再入系统的一些技术问题,因为再入系统是目前急需的一项运用工程。全文介绍四个基本内容:飞行器中惯性测量装置(IMU)的定向,装置的轻小型化,激光陀螺的选择,以及IMU和处理器可能的组合方式。IMU定向是经过分析各种安装方案及其误差特性后选取的安装方式。激光陀螺的选择是在研究不同陀螺性能、尺寸和重量等所能达到系统精度的基础上进行的.IMU和处理器的组合方式是通过分析整个制导和控制系统的处理数据需要(飞行器中的处理存储单元)来确定的。系统方案研究结果表明,为满足性能、尺寸要求,需要一种新尺寸激光陀螺,用这种陀螺(GG1320)构成的新型再入制导和控制系统方能满足当前和未来再入系统的要求。 相似文献
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本文讨论了迭代制导模型及其在火箭上面级的三维真空飞行中的应用。迭代制导模型是一种惯性的闭合系统模型,在这种模型中,火箭起飞后只需要火箭导航系统的输入信号。也就是说,迭代制导按照火箭状态(速度,位置,纵向加速度和重力加速度)和要求的发动机关机状态来计算操纵指令。制导指令每个制导循环修正一次,以便用来修正火箭状态。迭代制导方案是一种轨道适应制导方案,该方案是火箭在各种预计扰动量的扰动下,轨道均将保持其最佳特性而不使发动机关机点精度受到任何损失。它的最佳特性和精度已由土星1B和土星V的飞行所证实。 相似文献
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本文介绍了有关数字制导与控制的一些问题,它们是在红石兵工厂美国陆军惯性制导与控制理事会(MIRADCOM)进行的简化惯性制导验证计划(SIG-D)中遇到的。SIG-D 是一个验证低成本地-地武器系统的计划。这种武器系统使用的是环形激光陀螺捷联惯性系统。为使飞行器攻角减至最小,采用比例加积分型的制导规律。在数字自动稳定功能中,考虑了为克服弯曲变形的陷井滤波器和气动作动系统的非线性反冲特性。为了验证设计和考核软件,用数字模拟、混合模拟以及回路中加硬件等方法,进行了各种仿真运算。 相似文献
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基于捷联惯性测量组合和星敏感器的“惯性+星光”复合导航方式综合了两种导航方式的优点,可以实现组合导航的高动态和高精度。研究了惯性/星光组合制导捷联安装的系统误差模型及其可观测度分析方法,计算了在不同位置进行误差分离的系统状态可观测度,并通过数学仿真证明了该分析方法的有效性,可应用于惯性/星光制导方案在线分离惯性失准角和安装误差角的方案快速论证。 相似文献
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研究了在降弧段进行高空机动的再入飞行器最优制导律。给出了一种新的飞行器运动数学模型和这一模型下的最优制导律以及再入飞行器发动机工作时间、过载系数和估算方法。解算结果表明,该模型和制导律可用于再入飞行器的高空机动飞行控制。 相似文献
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张宗美 《导弹与航天运载技术》1981,(6)
惯性器件是飞机、舰艇、导弹和航天飞行器惯性制导和控制系统的核心元件。这种器件虽小,但却能决定舰艇和飞行器的导航精度。随着军事工业,尤其是航天和航海事业的不断发展,都对惯性器件的精度提出了越来越高的要求。目前,陀螺仪的精度比初期的提高了3—4个数量级,陀螺仪的漂移量已由三十年代的20°/小时,四十年代的5°/小时降至1959年 相似文献
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研究了一种新型捷联未制导系统,含有一个捷联式导引头,一套捷联式惯性传感器,其中的三个速率陀螺和三个线加速度计是导航、制导、驾驶仪部分共享的测量元件.给出了在惯性坐标系中估计目标相对导弹运动状态的捷联未制导方案,导出了该类系统的结构及数学模型,提出了广义卡尔曼滤波器及最优制导律的设计计算方法,最后用数字仿真验证了该系统对付近距、大机动目标的可行性. 相似文献
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一种捷联未制导系统的优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了一种新型捷联未制导系统,含有一个捷联式导引头,一套捷联式惯性传感器,其中的三个速率陀螺和三个线加速度计是导航、制导、驾驶仪部分共享的测量元件.给出了在惯性坐标系中估计目标相对导弹运动状态的捷联未制导方案,导出了该类系统的结构及数学模型,提出了广义卡尔曼滤波器及最优制导律的设计计算方法,最后用数字仿真验证了该系统对付近距、大机动目标的可行性. 相似文献
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简要介绍了星光/惯性制导的概念、主要优点、应用和基本原理,对各类星光惯性制导方案进行分析比较,阐述了陆基战略导弹采用星光/惯性制导系统的必要性及重要意义.分析了我国战略导弹采用星光/惯性制导需解决的主要关键技术,并针对我国战略导弹采用星光/惯性制导系统提出了一些思路和看法. 相似文献
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简要介绍了星光/惯性制导的概念、主要优点、应用和基本原理,对各类星光惯性制导方案进行分析比较.阐述了陆基战略导弹采用星光/惯性制导系统的必要性及重要意义。分析了我国战略导弹采用星光/惯性制导需解决的主要关键技术.并针对我国战略导弹采用星光/惯性制导系统提出了一些思路和看法。 相似文献
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基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法 总被引:2,自引:2,他引:0
针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件(QEGC),能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。 相似文献
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张国瑞 《导弹与航天运载技术》1983,(4)
一、前言陀螺是一种器件,它利用转子的动力特性产生一个和旋转速率成比例的信号。陀螺用来保持惯性基准平台的对准。根据阿波罗的经验,制导、导航和控制系统的可靠性在很大程度上取决于惯性基准陀螺的可靠性。在制导、导航和控制系统设计的开始阶段就应该重视陀螺的可靠性。 相似文献