制导弹药指令制导干扰技术研究

指令制导是提高制导弹药命中和毁伤概率的关键.介绍了制导弹药指令制导技术及其抗干扰措施,对指令制导干扰技术进行了分析,确定了主要干扰样式.     

制导炮弹

要使炮弹作机动飞行,似乎是不可想象的.但雷锡恩公司导弹系统分部的研究工作表明,炮弹不再是只能作近程作战的了,其射程完全可扩大到和近程导弹一样.如果炮的口径较大,这种炮弹就要比炮兵发射的尾翼稳定导弹或地地导弹便宜得多.这种炮弹在其壳体上刻有凹槽,点燃凹槽中的炸药即能修正炮弹的弹道.假若点火发生差错,则冲量产生的力和力矩便会横向     

导弹制导综述

在过去的20年里,导弹制导设计方案迅速发展,以至于现代导弹可以采用复杂程度不同的制导系统.其中一些导弹,尤其是面空导弹可在同一枚导弹内装上多种制导系统.下面简要地叙述一下目前正在使用的几种主要的导弹制导系统类型.自动驾驶仪 现代化的自动驾驶仪制导系统通常是和其它制导系统例如雷达、指令或红外系统等一起配合使用的.各种自动驾驶仪的复杂程度各不相同,某些自动驾驶仪仅能保证导弹平直飞行,另外一些则还能提供方位制导.一种仅由自动驾驶仪制导的早期飞航式导弹是V-1导弹,它是由德国人在     

精确制导炮弹

英国宇航公司副总经理梅特卡夫在“90年代及其以后的战术制导武器”一文中说,“应研制能承受发射时大过载的制导炮弹,以充分利用现有的火炮。”在相同的射程下,制导炮弹比导弹便宜得多。本文着重介绍了现役的激光制导炮弹,并与发展中的毫米波制导炮弹作了比较。文中最后指出,精确制导炮弹是战场上必需的、无法代替的武器。     

终端角度约束制导及制导控制一体化方法综述

针对制导武器终端角度约束下的制导方法和制导控制一体化方法进行综述。首先，对比分析了几种典型的终端角度约束定义，针对二维、三维交战场景构建了面向终端角度约束的制导及制导控制一体化设计的状态空间模型；其次，针对终端角度约束下的制导方法以及制导控制一体化设计方法进行分类、归纳总结与对比；最后，针对终端角度约束制导和制导控制一体化设计中存在的多约束落角控制、信息估计、落角范围估计、协同制导等问题进行了展望。     

成象制导导弹制导规律选择及其实现方法

本文讨论成象制导导弹制导规律的选择及实现方法，首先以某原准弹为基础，探讨了空空导弹成象制导系统的组成原理，然后给出了成象制导设备的工和原理和实现方法。最后将三种制导规律用于成象制导方案中，仿真对比分析了它们的优缺点，研究结果表明微分对策最优导引律性能优异，实现简单，容易，是成象制导导弹理想的制导规律。     

基于弹道制导一体化的巡航飞行器末制导方案研究

以巡航飞行器为对象,重点研究高精度末制导方案。考虑到超声速飞行器制导设计与弹道设计及单机指标确定之间的紧密耦合关系,进行弹道制导一体化设计,提出弹道设计的关键点要求及导引头开机方案和要求,并通过控制系统六自由度仿真试验验证方案设计的有效性,为后续工程研制奠定了理论基础。     

制导飞行力学方法

在方向不变的惯性坐标系建立和求解弹道式火箭的动力学方程,可以不考虑牵连惯性力和科氏惯性力,把惯性制导建立在更简捷明了的基础上。不同于过去书刊常常在随地球一起转动的坐标系中研究飞行力学的各种问题。阐明了火箭离开地球表面起飞的初始条件,详细分析了被地球引力吸住一起转动的空气或大气作用在惯性空间运动着的火箭上的空气动力的处理方法。推导了用惯性坐标系中火箭的运动参数计算地理位置的公式和动坐标系运动参数的公式。     

混合策略制导:一种最新高性能导弹制导律

本文描述了一种制导律设计的新方法，该方法用于雷达制导导弹在末端寻的段对付具有电子抗干扰（ＥＣＭ）能力的机动目标。这种方法是以零和、完全信息微分对策公式和混合策略概念为基础的。最后证明所得到的混合策略制导（ＭＳＧ）律比任何已知制导律的性能都要好得多。     

C-W制导误差分析

以交会对接近程导引段为例,对C-W制导误差进行分析,包括非线性误差,摄动加速度误差和导航误差.利用摄动解理论,给出了在非线性误差和J2项摄动加速度作用下,摄动相对运动方程的解析形式,并利用Monte Carlo方法仿真得到导航误差对制导误差的影响.分析结果表明:非线性误差和J2项摄动是追踪器距离目标器较远时的主要影响因素,其影响随相对距离的减小而减小;而导航误差的影响只与转移时间有关,是相对距离较近时的主要影响因素.     

二阶摄动制导

本文考虑到二阶非线性项,建立起更加精密的系统模型,推导出利用状态变分计算终端干扰偏差的公式。然后,引用积分展开方法,将所获得的公式转化为利用干扰计算的表达式,以适应空载计算的要求。最后以全程制导为例,说明二阶摄动制导理论的应用。     

雷达中制导原理

本文叙述了三点测高一点测距的雷达中制导原理,它可以是一种提高制导精度的方法。设地球为均质圆球,则主动段关机后的轨道为椭圆。椭圆平面与赤道平面的夹角(轨道倾角i)决定了横向偏差;椭圆参数(长半轴a,扁率e,近地点至入轨点的飞行时间τ_k)决定了被动段的射程。     

基于二阶滑模控制的驾束制导导弹一体化制导系统设计

针对驾束制导导弹,运用超扭曲二阶滑模控制理论,提出了一种一体化制导控制算法。通过充分考虑目标不确定因素以及控制回路未建模状态,建立了一体化制导控制回路的四阶状态方程。运用该状态方程的转移矩阵,重新定义了零能脱靶量(ZEM),使其不再需要估计剩余时间,并将此作为滑模切换面,设计了一体化超扭曲二阶滑模制导律。通过对目标的拦截仿真,结果表明制导线偏差可在有限时间内收敛到零,从而验证了选择新定义的ZEM作为制导律的滑模切换面是有效的。数字仿真结果也表明了该一体化设计方法明显优于不考虑控制回路的传统制导律设计方法。     

战术导弹的制导规律

一、前言导弹的制导方式是按照多种规律制定的,有的建立在早期概念的基础上,有的建立在现代控制理论的基础上。建立在早期概念基础上的制导方法通常称为古典的制导方法;运用现代控制理论求出其规律的制导方     

长征运载火箭制导方法

对长征系列运载火箭制导方法的发展和当前最新研究成果进行了综述。为满足轨道控制需求,制导方法起步于外干扰补偿制导,历经隐式和显式的摄动制导,逐步过渡到目前的闭环最优制导,并且发展出多个分支。传统迭代制导通过预测最佳入轨点、实时修正剩余飞行时间以及在线轨迹规划等技术,实现了高精度入轨控制;轨道预测修正迭代制导则通过跨飞行段取消位置与速度约束,并补偿对轨道的影响,实现了大推力直接入轨火箭的高精度控制;二次曲线直接制导通过改变程序角形式,增加控制维数,满足了终端姿态约束要求。最后结合我国未来重型运载火箭的任务特点,提出了在不同任务场景下采用统一的制导方法的设想,并以凸优化和联立法作为实现手段讨论了未来的研究重点。     

星际飞行导航和制导

1.引言星际飞行是行星际飞行和恒星际飞行的统称。航天器(或称空间飞行器)具有第二宇宙速度(11.2公里/秒)时,可以脱离地球引力进入行星际飞行轨道;具有第三宇宙速度(16.7公里/秒)时,可以脱离太阳引力,进入恒星际飞行轨道。也有人把行星际飞行(包括绕地球轨道飞行)称为航天,把恒星际飞行称为航宇。