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本文介绍一种电子制导系统,若导弹在发射前已知一组目标位置坐标信息,则该制导系统能计算出飞行阶段导弹在固定惯性坐标系中的位置和速度.惯性坐标系的所有变量,均由以目标位置为中心的三轴正交坐标系确定.该制导系统不采用主动滚动控制便能不断地使导弹速度矢量指向目标位置. 相似文献
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讨论了导弹捷联惯性测量系统的数据融合设计方案,并结合卡尔曼滤波法对冗余数据的融合进行了研究,证明了数据融合技术在提高导弹捷联惯性测量系统精度方面的有效性。 相似文献
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对GPS/INS制导巡航导弹的干扰研究 总被引:7,自引:1,他引:7
GPS INS制导的巡航导弹可综合惯性制导与GPS精密定位的优点 ,大大提高导弹的抗干扰能力。如果能采取干扰措施使巡舰导弹无法获取GPS信号 ,则惯性导航的误差积累将使导弹的制导精度大大降低 ,从而能达到有效保护目标的目的。通过计算发现 ,干扰GPS信号对干扰机的功率要求较低 ,对干扰的限制主要来自于干扰视距。与地基干扰机相比 ,空中的干扰机能提供更有效的干扰 相似文献
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经过 12年的研制 ,“米卡”导弹已装备“幻影”2 0 0 0 5F战斗机。“米卡”是法国空军第一个装备了能对付多目标的火控系统 ,它具有发射后不管的能力 ,既可近距格斗又可中远距拦截 ,也是第一个具有两种导引头 (主动雷达 /红外成像 )互换的导弹。在执行中近距作战任务时 ,飞机和导弹之间无需数据链传输 ,只要导弹一发射 ,载机即可退出 ,转到安全空域。在大部分情况下 ,导弹一脱离发射导轨 ,载机的火控系统即刻会指挥其余的导弹进行以后的拦截。在远距拦截时 ,“米卡”先完成一段惯性飞行 ,中段时载机定期通过数据传输 ,将新的目标信息传给… 相似文献
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目前国内导弹大部分是以惯性制导为主,一般通过提高惯性器件水平来提高导航精度.而减少引力计算误差,也是提高精度的有效途径.本文定量计算了引力计算误差对导弹精度的影响,提出了一种适用于弹上实时计算的引力高精度快速计算方法及实施流程,为工程应用奠定了基础. 相似文献
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据报道,美雷声公司已经获得了首份AIM-120D先进中程空对空导弹(AMRAAM)的生产合同。为获得更高的机动性,AIM-120D将成为第一种配用GPS惯性测量装置和增强型数据链路的先进中程空空导弹。该GPS惯性测量装置可提供采用新软件算法的制导数据,以引导导弹沿更有效的弹道飞行,这样无需对火箭发动机改进就能提高射程。 相似文献
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《宇航日刊》1983年6月9日报导:美空军官员说,空军可能要在九十年代预定替换 MX 导弹的单弹头小型洲际弹道导弹上使用一种 MX 导弹的缩小型的高级惯性基准球(AIRS)制导系统,以确保它在今后拥有与 MX 导弹相等的摧毁硬目标能力。 相似文献
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精度是战略导弹重要的战术技术指标。将余度技术引入捷联式惯性制导系统,组成了余度捷联惯性测量装置,然后采用适当的数据融合方法对惯性仪表冗余测量数据进行处理。大幅度减小了惯性仪表的测量误差。介绍了分析仪表误差对导弹命中精度影响程度的方法,最后的实例也证明采用余度技术后,制导误差确实大大减小,是提高导弹命中精度的有效途径。 相似文献
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弹载导航星表的设计与实现 总被引:1,自引:0,他引:1
根据弹道导弹飞行时间短,飞行姿态相对稳定的特性,提出了一种弹载导航星表的设计方法。分析了导弹飞行轨迹投影的特点,其在天球上投影为大圆,在地心惯性坐标系XOY平面上的投影为椭圆,并对飞行轨迹进行分类。根据限制条件,确定出星敏感器扫描的视场区域,挑选出视场中的恒星,构建出弹载导航星表,并与传统的三角形星表进行比较。仿真结果表明,该方法简单、易行,存储容量较小,同时避免了在两极的情况下,赤经难以表示的问题。减少了星图识别时间,提高了星光制导的数据输出率,满足了星光制导在弹道导弹上应用的要求。 相似文献
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为了提高自旋导弹控制的性能,采用自旋导弹的惯测组合来扩充实时测量导弹在飞行过程中运动状态的能力。由于目前速率陀螺的量程和精度都不能满足测量自旋导弹大旋转速度的需求,因此在惯测组合中用地磁场传感器代替速率陀螺来测量绕弹体纵轴的角速度。本文主要利用地磁场传感器组合对自旋导弹滚转角、滚转周期的确定原理及工程可实现性进行研究,给出了采用敏感轴分别在弹体坐标系Oy1和Oz1方向的2个地磁场传感器实现自旋角速度测量的结构设计,分析了产生奇异的条件和地磁场传感器惯测组合的可行性,推导了利用地磁场传感器实现滚动角和滚动周期测量的计算公式和计算流程,对所研究的结果通过了实物试验验证。 相似文献
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导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。 相似文献
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建立了大气层内直接力与气动力复合控制拦截弹的姿态运动模型,应用混杂自动机建立了拦截弹的切换模型,给出了控制系统的切换规律和直接力的控制规律。该方法反映了拦截弹在不同状态间的切换,便于拦截弹的控制,易于工程实现。仿真结果表明,该方法能够在节省使用脉冲发动机的情况下有效的实现拦截弹的姿态调整,显示了该方法的有效性和优越性。 相似文献
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惯性仪表误差补偿技术在提高战略导弹精度中的应用 总被引:3,自引:0,他引:3
本文对有关战略导弹惯性仪表主要误差源的分类及对精度的影响;惯性仪表误差补偿的各种方法及其优缺点等内容作了介绍,对美国洲际导弹误差补偿方法也作了介绍,最后对惯性仪表误差的几种补偿方案作了分析。 相似文献
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直接侧向力控制导弹的自适应模糊变结构末制导律设计 总被引:1,自引:2,他引:1
针对采用直接侧向力控制的敏捷性导弹,提出了一种适州于拦截大机动目标的自适应模糊变结构末制导律。由于采用了直接侧向力控制方式,提高导弹末段机动过载和快速响应能力的同时,也使得系统具有高度耦合非线性和参数不确定性。采用所设计的制导律在制导系统中不确定性函数为未知的情况下,利用自适应模糊系统的万能逼近能力以任意精度进行逼近,由此克服了模型小确定性和外界干扰对制导系统的影响。并通过引入目标最大机动加速度自适应算法,使得这种制导律中的变结构项具有变增益能力,能够适应目标各类机动的情况。仿真结果表明,该制导律对大机动目标具有较强的鲁棒性,并对各类机动目标均有较高的制导精度。 相似文献