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红外寻的制导系统半实物仿真技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
制导系统半实物仿真试验作为制导系统设计的重要手段,愈来愈受到重视。对红外寻的导弹制导系统半实物仿真的特点和关键技术进行了讨论,并对红外旋转导弹半实物仿真的试验方法进行了研究,通过对某红外旋转导弹半实物仿真试验结果与外场打靶试验结果进行了比较后,验证了本系统的可信性和先进性。 相似文献
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根据旋转导弹自动驾驶仪的特点,阐述其设计中遇到的特殊课题及其解决方法.旋转导弹自动驾驶仪的设计和分析方法有必要进行补充和完善,以便用一个通道完成对导弹的飞行控制.对旋转导弹阻尼回路及其特点作了介绍. 相似文献
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《上海航天》2017,(Z1)
对近程/末端防御旋转导弹发展及关键技术进行了综述。介绍了旋转导弹的发展现状,给出了先进旋转导弹的采用光电制导体制、对武器系统依赖小,响应快速、抗饱和攻击能力强,抗干扰能力强、拦截概率高,多平台扩展使用方便等主要特点。归纳了旋转导弹的通过弹体升级改造进一步提升导弹总体性能、由单模制导向复合制导方向发展、采用新型控制方式扩展旋转导弹的能力、进一步降低旋转导弹的成本,以及导弹武器智能化等发展趋势。讨论了旋转导弹未来发展需突破的大过载设计、非定常气动力预测、多模复合制导、鲁棒自适应控制、智能化,以及低成本设计等关键技术,并分析了相应的技术解决途径。综述对旋转导弹的后续发展有一定的参考价值。 相似文献
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基于陀螺力学的旋转导弹锥形运动分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对旋转导弹飞行中弹体的锥形运动,利用陀螺动力学中的双自由度陀螺线性扰动方程建立数学模型,分别分析了纵向静稳定力矩和侧向力矩对旋转导弹锥形运动的作用机理;利用布尔加可夫相空间方程组,分析线性气动阻尼对旋转导弹的锥形运动的影响。结果表明, 旋转导弹锥形运动的幅度随弹体气动静稳定性而增加,故气动参数m αz的选择应以导弹质心最靠后时仍能保持弹体纵向中立静稳定为标准, 而且线性气动阻尼对旋转导弹的锥形运动的稳定是不利的,并最后导致旋转导弹锥形运动的发散。 相似文献
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《上海航天》2017,(Z1)
为解决传统线性建模方法不能准确描述旋转导弹不稳定运动形态的问题,对一种旋转导弹非线性动力学建模方法进行了研究。基于空气动力学作用原理,在全攻角坐标系中建立旋转导弹的六分量气动力的描述。考虑导弹弹体运动描述的直观性,在准弹体坐标系中进行动力学建模,采用偏微分形式对气动力和气动力矩进行表述,通过等效代换获得完整的导弹非线性动力学模型。建模中考虑了静稳定力矩和马格努斯力矩对攻角的气动非线性作用,以及洗流迟滞等气动非定常效应的影响;增加了非线性阻尼的作用和舵偏角速度引起的洗流项;考虑了转速效应的影响,增加了转速对面内力矩和面外力矩的作用项。数值仿真结果表明:根据参数不同,该模型可描述攻角运动收敛、分叉和极限环等运动形态。研究为旋转导弹运动分析提供了数学模型基础。 相似文献
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旋转是制导导弹为消除推力偏心、增强弹体飞行稳定性、提高打击精度所采用的一种重要手段。在导弹旋转飞行过程中,会产生马格努斯效应和陀螺效应,使旋转导弹具有特殊的动力学特性,这种特性表现为弹体除了绕自身的对称轴旋转外,还会产生进动与章动,弹体的复杂运动使杂波特性发生变化。本文提出一种对弹体的自旋、进动和章动进行精确建模的方法。仿真结果表明:与理想的正侧视模型相比,该方法能更加准确刻画导弹的运动特性,对弹载平台下的杂波进行更精确化的建模。 相似文献
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鸭式布局旋转导弹气动特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对鸭式布局旋转导弹气动特性研究进行了综述。介绍了旋转气动特性、鸭式布局气动特性,以及鸭式布局旋转气动特性的研究成果。鸭式布局旋转导弹的流场中包含丰富的涡系结构,其气动特性存在典型的非线性、非定常特点。数值计算和风洞试验表明,纵向气动特性随转速变化不大,用准定常理论可解决旋转弹纵向气动力计算问题;导弹的马格努斯效应随攻角变化呈现非线性变化趋势。定常和非定常数值计算研究表明,鸭式布局前升力面产生的非定常自由涡是影响导弹气动性能的关键。 相似文献
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根据交流载波系统理论,把旋转导弹自动驾驶仪变换成等效直流系统以简化其数学模型。通过数字仿真,比较了交流载波系统和其等效直流系统,验证了交流载波系统等效直流方法的可行性。 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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推广和发展了原来只能用于二维升力面的当地流活塞理论,形成可解决包括弹身、弹翼、舵面、身-翼组合体、身-翼-舵组合体大攻角颤振计算的新方法。其中气动力计算采用CFD数值仿真与工程算法相结合的方法,求解结构运动方程时则利用状态空间法进行时域仿真。对某身-翼-舵组合体型号的计算表明该型号颤振动压随马赫数和攻角都呈现先增加后下降的变化趋势;在大马赫数和大攻角作用时,颤振动压有明显的下降;在较小攻角状态下颤振动压不降反升,与传统文献报导单独分枝颤振动压随攻角增大而单调下降不同,表明复杂外形组合体的气动弹性稳定性受到多种因素的共同作用,颤振特性更加复杂。计算结果表明弹体稳定性与飞行姿态相关,同时也证明了本文方法在高超声速复杂外形飞行器提气动弹性分析中的有效性。 相似文献
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试验室实现寻的制导半实物仿真的一个技术问题研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对寻的制导系统半实物仿真时转台如何模拟真实的弹体角运动问题进行了研究。指出了仿真实验室目标阵面视角范围的限制以及三轴转台模拟弹体角运动存在的问题对仿真的影响,并通过引入动参考坐标系以及相应的坐标转换提出了解决问题的方法,对实现方法的不足也作了相应的说明。实践证明,该方法是简单可行的。 相似文献
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BTT导弹再入段非线性鲁棒控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对BTT导弹再入段的非线性模型以及三通道间的较强耦合,研究了模型不确定情况下的解耦和跟踪控制问题。首先分析了BTT导弹在再入段的非线性模型,然后根据微分几何方法检验该模型是否可进行输入输出解耦,并推导出BTT导弹在再入段的非线性解耦控制律,其后分析了在某种匹配不确定情况下导弹动态系统的具体形式,并将李亚普诺夫方法运用到控制器的设计中,得出鲁棒输出控制跟踪控制律。采用该控制方式对某型BTT导弹的六自由度仿真实验结果表明:该鲁棒控制方法在系统存在不确定性的情况下,可保证系统的稳定性,并实现三通道间的近似解耦,使攻角α,侧滑角β和滚动角γ良好地跟踪期望指令。 相似文献
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为消除火箭弹在倾斜转弯(BTT)时俯仰与偏航通道的强耦合,根据建立的火箭弹非线性动力学模型,采用微分几何方法和二次Gauss/回路传函恢复(LQG/LTR)设计了一控制系统,给出了控制器的设计。仿真结果表明:侧滑角近似为零,滚转命令能快速响应,设计的解耦控制器有效。 相似文献