共查询到18条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
2.
针对传统迫击炮弹落点精度差,打击精度低,设计了迫击炮弹弹道修正算法,采用摄动落点偏差预测法、自适应比例导引法、自适应比例微分导引法对弹道进行修正。建立了六自由度弹道模型及控制模型,阐述了摄动落点偏差预测法和比例导引法基本原理; 针对比例导引律中常值比例系数不符合实际弹道变化的特点,在纵向平面设计了自适应比例导引律,横向平面设计了自适应比例微分导引律。采用蒙特卡洛模拟打靶仿真验证,考察制导律在纵向平面、横向平面以及复合制导的修正能力。仿真结果表明,在纵向平面,自适应比例导引律效果最好; 在横向平面,自适应比例微分导引律效果最好。仿真分析了3种制导方法的复合制导效果。仿真结果表明,在纵向平面升弧段采用摄动落点偏差预测制导方法,以及在降弧段纵向平面采用自适应比例导引律、在横向平面采用自适应比例微分导引律的复合制导能力得到有效提升,迫击炮弹落点圆概率误差从无控时的126.317 m降为0.965 5 m。大射角、小射程条件下模拟打靶,圆概率误差为1.864 3 m。 相似文献
3.
针对制导炸弹垂直打击的要求,设计了两种可实现大落角攻击的制导方案;通过对采用带重力补偿比例导引及带重力补偿弹道成型制导律的两种制导方案进行仿真研究,检验两种制导方案的垂直打击制导效果;仿真结果表明:当制导炸弹攻击静止目标时,采用带重力补偿弹道成型制导律可实现对目标垂直打击,满足落角要求。 相似文献
4.
5.
6.
多约束条件下导弹协同作战制导律 总被引:1,自引:1,他引:1
为了提高多枚导弹在多约束情况下的协同作战能力,在纯比例导引律的基础上,添加了与攻击角度、攻击时间约束相关的偏置量,形成了同时具有攻击角度和攻击时间约束的四维制导律.综合考虑导弹系统的动态特性、导弹自身的过载约束以及弹道的收敛性约束,采用自动控制原理和变系数比例导引律理论,对制导律的参数进行了设计,给出了取值方法.仿真结果表明:所设计的制导律能够使多枚导弹在满足过载约束的前提下,弹道前段弯曲末段收敛;实际攻击角与理想攻击角之差小于2°,实际攻击时间与理想攻击时间之差小于1s,可有效实现对目标的协同攻击. 相似文献
7.
考虑速度时变的多约束攻击时间控制制导律 总被引:1,自引:0,他引:1
《战术导弹技术》2020,(3)
针对常规制导弹药的协同饱和攻击问题,提出了一种速度不可控情况下的考虑视场角约束的攻击时间控制制导律。根据制导弹药的简化动力学模型,通过数值方法求解满足比例导引弹道轨迹的速度常微分方程,得到时变速度下的剩余飞行时间估计。同时,在比例导引制导律的基础上,利用终端滑模控制技术设计了时变速度情况下考虑视场角约束的时间控制制导律,以保证导弹能够在满足视场角约束的条件下以期望的攻击时间命中目标。仿真结果表明,所提出的制导律在时变速度场景下能满足视场角约束,并且实现较高的时间控制精度和命中精度。 相似文献
8.
精确对地攻击姿态约束最优末制导设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对远程精确对地攻击姿态约束末制导问题,提出按照命中点姿态角需求设计基准弹道,并建立了围绕基准弹道的线性时变弹目运动方程。以弹道跟踪误差和控制能量最小为优化指标,取弹道跟踪误差加权阵与剩余飞行时间的平方成反比,求得了一种新的精确对地攻击姿态约束末制导律。制导指令由基准弹道补偿项和弹道跟踪误差项两部分组成。与文献[1]制导律的仿真对照表明,本文给出的制导律具有较小的需用过载,命中点姿态角控制精度高、脱靶量小、适用性好。研究结果对远程对地攻击导弹或制导炸弹末制导系统设计具有参考价值。 相似文献
9.
10.
11.
12.
针对空空导弹具有攻击空中目标和地面目标双任务的发展趋势,为满足导弹空地一体化综合作战模式需要,设计了一种适应双任务空空导弹作战需要的攻击导引律。在三维比例导引律的基础上,根据导弹和目标状态信息,利用遗传算法求解最优模糊控制规则;利用模糊控制来控制导引律在空间三轴的比例系数分量,从而建立了一种适应空地一体化攻击模式的导引律;通过仿真实验对空地一体化攻击导引律和传统三维比例导引律进行了对比。仿真结果表明:所设计的导引律能兼顾双任务攻击方式,且在对地面目标打击时具有更大的命中落角,更加适应空地一体化攻击作战模式。 相似文献
13.
14.
15.
16.
17.
18.
带初始前置角和末端攻击角约束的偏置比例导引律设计以及剩余飞行时间估计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对导弹飞行过程中受到外部干扰导致前置角变化较大的问题,设计了满足任意初始前置角和末端攻击角度约束的偏置比例导引律,并对该导引律下系统参数的收敛性给出了证明。基于现有分段迭代求解剩余飞行时间的方法进行拓展,解决了现有分段迭代求解方法在前置角等于π/2 rad时存在奇点的问题,并用该改进方法给出了该导引律的剩余飞行时间估计。对提出的导引律和改进的分段迭代求解方法进行仿真,结果表明:该导引律能够满足任意初始前置角和末端攻击角度约束下导弹的脱靶量和末端角度要求,且在飞行末端加速度指令收敛至0;与以往研究结果相比,该导引律在前置角大于π/2 rad时能够实现对导弹的更有效控制;使用改进的分段迭代求解方法对提出的导引律进行剩余飞行时间估计,估计误差小,误差收敛快。仿真结果验证了该偏置比例导引律和剩余飞行时间估算方法的有效性。 相似文献