冲压发动机导弹协调控制与总体设计一体化研究

分析了冲压发动机导弹设计过程中遇到的两个主要问题,通过分析原因确定了解决思路.最后,经过一体化设计,采用BTT STY的协调控制,将攻角限幅融入协调控制过程中,并采取剩余飞行时间门限强制进行协调控制.这样不仅解决了导弹飞行过程中的稳定与控制问题,确保冲压发动机正常工作,并解决了导弹飞行末端的快速性和机动性要求,可以使导弹获得最佳的总体性能.     

三种非线性控制策略在导弹飞行控制中的应用

非线性控制策略的发展完善为解决导弹战术技术指标要求和其控制系统性能水平之间的矛盾提供了途径. 首先总结了导弹传统控制中存在的不足, 然后具体分析了模糊控制、变结构控制和神经网络控制这三种非线性控制策略的基本思想、优点与不足及其在导弹飞行控制中的应用情况, 最后指出了非线性控制策略的应用前景.     

高原环境下反坦克导弹弹体动态特性分析与改进

为了解决某型无自动驾驶仪反坦克导弹在高原环境中的使用问题,通过详细分析导弹弹体动态特性,获得了导弹动态特性随海拔高度的变化规律。以此为依据,综合考虑成本、可靠性等因素,提出了改进高原环境下导弹弹体动态特性的方案。通过建立导弹六自由度弹道仿真模型,进行了仿真验证。仿真结果表明,改进方案可以满足反坦克导弹在不同海拔下的作战需求。     

某型反坦克导弹控制系统仿真实验研究

针对某型反坦克导弹高海拔条件下的飞行稳定性问题,采用攻角曲线仿真与频域特性分析相结合的方法,研究控制系统性能。根据导弹控制系统的组成,建立其仿真模型,并对积分方法、仿真时间、步长、初值等问题进行探讨,实现飞行过程中的攻角、高度变化规律仿真。结果表明,在高海拔条件下,导弹攻角呈发散趋势,控制系统表现出不稳定。通过分析控制系统参数,不稳定由空气密度下降引起,为适应高原改进设计提供依据。     

反坦克导弹近距离顶攻弹道设计

针对反坦克导弹近距离顶攻存在的弹道落角不足问题,分析了在弹道初始段加入推力矢量控制对飞行弹道的影响,并对气动力/推力矢量控制的近距离顶攻飞行弹道进行分析,设计了一种基于弹目视线角速度和弹目视线角的制导律,保证在全射程内的落角要求.仿真结果表明,所提出的制导律充分利用了推力矢量特性,提高了导弹的机动性能,在导弹的全射程内都能保证较大的落角,是一种可行的方案.     

使用冲压喷气发动机的导弹速度控制

1.引言对导弹必须加以速度控制,原因是多方面的,例如: ——导弹必须以恒速飞行。由于冲压发动机的推力依赖于高度、攻角和俯冲角,因此在导弹飞行过程中,推力不是恒定的,所以必须对速度加以控制。——可以预先描述一个速度分布图,以保证最大射程,或在飞行末段,为提高导弹机动性而要有较高的速度的要求。此时,导弹的速度也必须遵循这一速度分布图。——位置控制系统中也可能包括速度控制。本文讨论了使用冲压空气喷气发动机的导弹速度的控制问题。控制过程的某些特性(如很强的非线性和可变参数)使控制设计复杂化了。由冲压发动机引起的不良动态特性,尤其     

冲压发动机导弹协调控制与总体设计一体化研究

分析了冲压发动机导弹设计过程中遇到的两个主要问题，通过分析原因确定了解决思路。最后，经过一体化设计，采用BTT＋STT的协调控制，将攻角限幅融入协调控制过程中，并采取剩余飞行时间门限强制进行协调控制。这样不仅解决了导弹飞行过程中的稳定与控制问题。确保冲压发动机正常工作，并解决了导弹飞行末端的快速性和机动性要求，可以使导弹获得最佳的总体性能。     

弹道导弹助推段突防多目标优化设计方法

为提高弹道导弹突防能力,以导弹助推段飞行弹道和发动机为优化对象,在导弹助推段运动模型、弹道设计模型、发动机推力模型和红外辐射特性模型的基础上,提出了基于混合遗传算法的导弹助推段突防多目标优化设计方法.给出某弹道导弹助推段突防优化设计实例,优化后导弹助推段飞行时间比初始值缩短了20.4%,红外辐射强度降低了22.3%.该优化方法可有效解决导弹助推段突防方案的优化设计问题.     

无线电引信近区启动特性分析及考核方法研究

结合收发共用天线脉冲无线电引信的特点,分析了引信近区灵敏度下降的原因.指出了利用导弹飞行试验考核无线电引信启动特性存在的问题,论述了无线电引信近区启动特性考核的必要性,并初步研究了其考核方法.     

JASSM进行首次EMD飞行试验

洛马公司导弹与火控分部在埃格林空军基地试验靶场进行了 AGM- 1 58联合空面导弹 (JASSM)的首次工程与制造研制 (EMD)控制飞行试验。这枚试验弹从一架在墨西哥湾上空 6553m高度、以 Ma =0 .8的速度飞行的 F- 1 6战斗机发射 ,导弹与飞机分离后弹翼和尾翼立即展开 ,发动机点火 ,一共飞行了 9min30 s(预计飞行 2 5min以上 )。此次试验旨在评估导弹在性能包络极限内的气动特性和飞行控制特性。导弹发动机在发射后 40 s在预定启动高度点火 ,导弹在 GPS/INS制导系统控制下成功地通过两个航线点 ,原订全程有 1 0个以上航线点 ,后因发现异常…