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针对被动段扰动引力对弹道式飞行器落点精度的影响问题,提出闭路制导对被动段扰动引力的实时补偿方法。建立动坐标系下自由段运动模型,导出由被动段摄动量计算落点位置的计算公式;分析扰动引力对闭路制导精度的影响机理,得出被动段扰动引力对闭路制导的影响仅与关机点位置相关的结论;进一步利用均匀设计理论,将被动段摄动量拟合为关机点位置偏差的函数,提出将摄动量作为扰动引力修正项引入闭路制导回路的实时补偿方法。仿真结果表明:验证补偿后落点偏差小于5 m,满足制导精度要求。 相似文献
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制导工具系统误差对飞行器落点精度影响重大,其造成的落点偏差占总落点偏差的70%以上。根据飞行器飞行力学模型,利用计算机仿真技术实现对真实打靶的模拟,研究在显式制导下,制导工具系统误差对飞行器落点精度的影响。算例结果表明,蒙特卡洛方法可以给出在一定制导工具系统误差系数方差下,飞行器的圆概率落点偏差。 相似文献
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制导火箭末敏弹是火箭制导控制技术和末敏弹技术有机结合的新型弹药,针对此前制导火箭与末敏子弹相结合的系统射击精度研究不够充分的问题,根据制导火箭末敏弹的工作流程和弹道特点,建立了各飞行段制导火箭和末敏子弹的弹道模型,通过分析各弹道段扰动因素的影响,对误差源进行了分配,运用Monte-Carlo法进行了射击精度仿真计算和分析。结果表明,制导火箭末敏弹系统射击精度(CEP)不大于60 m,与末敏子弹的扫描探测范围匹配,满足精确打击小幅员目标的要求。分析方法和仿真结果对完善制导火箭末敏弹指标体系、优化弹道方案以及作战使用时计算用弹量等具有重要意义,也可作为同类装备设计参考。 相似文献
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寻的制导导弹末段弹道采用比例导引制导律,当打击坚固工事时,在保证命中精度的前提下,落角散布较大.此外,主战斗部在开孔过程中如果遇到钢筋未被切断,则随进战斗部会被阻挡,从而降低随进战斗部的成功随进率.分析了导弹的落点分布、落角散布、目标内部钢筋结构、射流与随进战斗部尺寸因素对攻坚战斗部随进率的影响,利用蒙特卡洛随机抽样方... 相似文献
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为了给比例导引法提供尽可能精确的剩余飞行时间,基于导弹-目标相对运动模型,研究了剩余飞行时间的计算方法。建立了以导弹前置角收敛到0为准则的剩余飞行时间计算模型。对于比例系数为3时的特殊情形,利用解析方法得到了该计算模型的一阶解和二阶解,通过仿真分析对解的精度进行了评估; 利用多项式拟合方法得到比例系数为其他值时剩余飞行时间的近似解,仿真分析表明多项式次数为5时拟合精度较好; 将研究的剩余飞行时间算法应用于拦截不同类型目标的比例导引过程,结果表明,该算法用于比例导引拦截匀速目标具有良好效果,在导弹速度足够大时也可有效拦截匀加速目标。 相似文献
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为提高导弹制导系统对于高速机动目标的拦截效能,基于扩张状态观测器方法和反比例制导策略,设计了一种带扩张状态观测器的反比例制导律。考虑导弹自动驾驶仪动态特性,推导了平面内的制导模型; 设计了扩张状态观测器(ESO),将其与反比例导引策略相结合,设计了带ESO的反比例制导律,该制导律能有效估计目标机动并充分补偿制导律的不确定性干扰,有效提高制导精度; 将设计的带ESO的反比例制导律与经典比例制导律、普通反比例制导律进行仿真对比。仿真结果表明:所设计的带ESO的反比例制导律能减小弹目相对速度与脱靶量,适当地增加拦截时间,有效提高了制导系统对于高速机动目标的拦截效能。 相似文献
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有源诱偏系统是地面雷达抗反辐射导弹(ARM)攻击的主要措施之一,由于诱偏过程中诱饵无法获知ARM的实时位置,且ARM存在惯性导航误差,因此,现有诱偏系统的诱偏效果具有不可靠性。针对这一问题,提出一种基于单站定位原理的单机动诱饵抗ARM方法。在机动有源诱偏原理的基础上,给出雷达发射机关机后诱偏系统对ARM的定位方式,推导定位方式的系统误差;同时综合考虑惯性导航误差,分析ARM可能落点区域,进而确定恰当的诱饵关机时间,提高诱偏系统的可靠性。仿真实验结果表明:诱偏系统可对ARM实施有效定位,并且控制诱饵实现成功诱偏,有效保障了雷达和诱饵的安全。 相似文献
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潜射导弹垂直发射过程流体动力特性数值模拟 总被引:9,自引:2,他引:7
采用数值模拟的方法研究了潜射导弹垂直发射上升过程空泡多相流和流体动力演化规律。基于连续性方程、空化质量输运方程、混合介质RANS方程和标准k-ε湍流模型,结合动网格技术,实现了弹体边界运动与汽水流场的流体—固体耦合问题求解。以此为基础,数值模拟了重力影响下的潜射导弹垂直发射水下运动过程,对比分析了潜射导弹头型对肩空泡和流体动力的影响,并给出了3组重推比下潜射导弹的水下航行弹道。模拟和分析结果表明,局部肩空泡将增加潜射导弹流体动力,通过改变导弹头部线型可以抑制肩部空化、改善导弹的流体动力。 相似文献
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为实现空间中无法直接获取位姿信息的非合作航天器的相对导航,在充分考虑目标星在空间中做自由翻滚的前提下,提出一种基于立体视觉的超近距离非合作航天器相对导航理论。根据相对位姿动力学模型推导其状态方程,利用立体视觉系统提供观测数据,在此基础上设计扩展卡尔曼滤波器,确定目标卫星相对于追踪星的相对位置,相对速度和角速度,从而优化和引导机械臂捕获目标航天器,并通过实例进行仿真验证。仿真结果表明:该方法对相对位置的估计精度优于0.01 m,相对姿态精度优于0.02?,能有效提高超近距离非合作航天器相对导航的精度。 相似文献