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为了实现在拦截末端对目标的观测,针对导引头安装在导弹头部的大气层外拦截器设计了偏置导引律。首先分析了拦截器姿控能力、视线转率和偏置距离之间的关系,然后在考虑弹一目相对距离的估计误差和视线转率测量噪声的条件下,通过预测控制方法设计了对于视线转率和弹一目相对距离误差鲁棒性强的导引律。仿真结果表明,在视线转率和弹一目相对距离测量不准确的情况下,应用该导引律能够实现偏置观测。 相似文献
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新型雷达导引头中增加距离通道,既可以优化制导律设计,同时也起到抗干扰功能。为了提高弹目距离测量信息精度,文中首先建立视线方向上的导弹目标相对运动模型,然后结合目标基本保持匀速运动的特点,采用α-β滤波器对雷达导引头距离通道中弹目距离进行估计,并通过仿真试验适当调整滤波系数以优化滤波器性能。仿真试验结果表明,α-β滤波器对雷达导引头距离估计是有效可行的,且计算量小,易于工程实现。 相似文献
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针对多枚采用被动导引头的导弹联合攻击机动目标的问题,基于多站无源定位技术与增强比例导引(APN)规律设计了一种具有领弹-从弹拓扑结构的协同制导策略。该制导策略根据被动测角信息建立多弹联合的目标跟踪模型,应用扩展卡尔曼滤波方法对目标的运动信息进行估计。在中制导阶段采用多智能体一致性控制理论设计了制导规律,沿垂直于领弹视线方向分布各从弹,满足三角定位中的测量基线要求。在末制导阶段设计了一种切换制导规律,使导弹工作在一致性制导模式与APN制导模式之间,充分利用目标机动信息进行攻击的同时尽量保持测量基线。仿真算例验证了所提出的制导规律能够利用多弹的测角信息准确估计目标运动,并利用该估计信息实现对机动目标的协同攻击。 相似文献
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前言雷达导引头的任务是适时地测量导弹和目标问的视线角转率,把与视线角转率相应的信号经由导弹和目标间的多卜勒频率修正后,形成导引头的输出控制量操纵导弹按所需的飞行路线飞行,以便有效地跟纵和击毁目标。为此,导引头输出控制信号必须满足两方面的要求: 相似文献
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针对多飞行器协同拦截机动目标问题,基于有限时间控制理论设计了一种考虑探测几何构形的协同制导方法。假设飞行器具有1阶动力学特性,根据质点相对运动方程和协同探测原理建立了考虑探测几何构形的协同拦截模型。基于微分不等式理论给出系统状态有限时间有界和输入输出有限时间稳定的充分条件,并在此基础上设计了有限时间协同制导方法。该方法用度量矩阵刻画系统状态和输出动态品质,能够同时保证制导系统状态和输出在有限时间内有界和稳定。仿真结果表明:在目标进行不同程度机动情况下,所提制导方法均能够保证视线分离角收敛到预置角度、视线角速率收敛到0 rad/s且加速度不超过最大物理限制;与比例导引与最优制导方法相比,有限时间协同制导方法在探测和制导环节均具有较大优势。 相似文献
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导弹的旋转会引起俯仰和偏航通道的交叉耦合作用,因此旋转导弹比例导引参数设计不当将引起弹体以锥形运动形式发散,导致脱靶量增大。针对一种寻的制导的单通道控制旋转导弹,推导了包含耦合作用的制导、控制和动力学方程,分析了比例导引视线角速度收敛条件、最优导航比以及导引关系对脱靶量的影响。指出在旋转条件下,导引头相位延迟导致更大的比例导引系数才能使得视线角速度收敛,同时最优导航比增大。视线角速度提前发散使得弹体成锥摆状态飞行,进而导致脱靶量增大。案例数值仿真表明,随着转速增加,脱靶量呈指数形式增大,因此,必须限制最大转速,并根据转速选择合理的导航比。 相似文献
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舰载光电跟踪设备视轴稳定分析 总被引:20,自引:0,他引:20
舰船摇摆影响舰载光电跟踪设备的精度,视轴稳定是提高武器精度的关键,故采用坐标变换技术,在跟踪设备的方位和俯仰轴上对船摇状态角进行实时补偿,视轴稳定控制主要是船摇前馈控制,速率陀螺反馈控制,复合控制,通过数学推导,由舰船摆引起的视轴附加角速度公式,设计了一种能够较好解决船摇隔离问题的伺服控制系统。该系统用测速机构成闭环,作速度反馈,编码器作位置反馈,速率陀螺测量并前馈舰船摇速度信号,给出了前馈回路设计及用SIMULINK进行的仿真框图,该系统精度高,隔离效果好。 相似文献
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为开展外弹道测试、动力学特性研究等需要,经常在枪弹外部安装各种用于飞行状态测量的装置。由于枪弹在发射及飞行中的状态受到各种随机因素的干扰,直接影响测量输出。为更好地开展试验设计及相关数据处理工作,采用姿态测量装置测量枪弹转动角速度的方案,以5自由度刚体弹道方程组为基础,采用基于蒙特卡洛打靶的Sobol全局灵敏度分析方法和傅里叶幅值灵敏度检验扩展法(EFAST),就姿态测量的输出对初速跳动、起始扰动等因素的敏感程度开展定量研究。定量分析结果表明:1)初速和初始攻角对姿态测量装置沿弹体径向的输出影响较大,初速对姿态测量装置轴向输出的影响较大;2)Sobol法和EFAST法均可定量分析参数对输出变量的贡献率,但EFAST法的计算更为稳健、高效。 相似文献
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基于地磁与卫星组合的高旋弹丸滚转角高频测量及系统误差计算研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究地磁与卫星组合测量的系统误差并提高其测量频率,利用高旋弹丸的飞行特性,建立了基于小攻角及单轴旋转假设的弹丸滚转角及其角速率的高频测量方法,并推导了其滚转角及其角速率计算的系统误差方程。通过建立以俯仰角为变量的仿真模型,完成了组合测量系统在全域范围内实时变化的系统误差计算。经6自由度(DOF)外弹道仿真验证,在排除弹轴与地磁矢量的较小夹角区域后,其整体滚转角误差小于±5°,角速率误差小于±5°/s. 在中小射角发射条件下,地磁与卫星组合的滚转角计算方法能够满足高旋弹丸的高频高精度的滚转角测量。 相似文献
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考虑自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的鲁棒末制导律 总被引:1,自引:1,他引:0
针对制导弹箭打击机动目标时带攻击角约束的末制导问题,考虑自动驾驶仪动态特性以及目标机动不确定性对制导过程的影响,结合积分滑模与动态面控制方法,设计了一种新型鲁棒末制导律。自动驾驶仪的动态特性以含扰动的2阶动力学模型来表征,目标机动引起的模型不确定性以光滑非线性扰动观测器来估计。滑模面取视线角速率与视线角偏差的组合形式,且引入剩余飞行时间,以使制导弹箭在整个末制导过程中过载性能良好。依据李雅普诺夫稳定性理论证明了闭环系统中视线角速率与视线角偏差均最终一致有界任意小。通过数值仿真与弹道成型制导律及非奇异滑模制导律进行了对比,验证了该末制导律的有效性与优越性。 相似文献