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本文分析了航天飞机上升与轨道过渡飞行阶段的制导-导航控制装置及其分系统,并介绍了冗余系统数据选取办法。描述了四框架惯性平台框架配置与运载火箭姿态角的关系、工具误差模型与其修正方框图。最后,介绍了航天飞机制导-导航控制系统的可靠性设计。 相似文献
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指令制导在区域防空中得到了广泛的应用,而视线指令制导是指令制导中最常用的方式。传统设计方法使用二维模型,并把弹体简化为质点,模型和实际系统有较大的出入。根据视线指令制导的三维六自由度拦截动力学模型构造了系统的状态方程和跟踪误差,将拦截问题转化为一个时变非线性系统的误差跟踪问题,使用变结构控制理论设计了制导律。并仿真验证了制导律的制导效果。 相似文献
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本文从防空导弹面临的新挑战出发,对新型防空导弹制导控制系统的技术发展进行了展望。提出了15项应该发展的制导控制技术以期引起读者的兴趣。 相似文献
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本文采用了一种计算弹道式导弹落点参数的新方法。在地球为椭球的情况下,综合利用椭圆轨道理论和中间轨道理论,建立弹道式导弹的落点方程组。利用数值计算方法对方程组进行求解,得到弹道式导弹的落点参数。文中导出了一组落点参数相对于轨道根数的偏导数,以及相对于关机点(被动段起始点)的状态参数的偏导数,从而较方便地计算落点散布。分析了地球表面形状对落点参数的影响。在计算机上进行数字仿真结果表明:该方法是正确的、可行的;在满足精度条件下,计算简便,速度快;能够适用各种型号的弹道式导弹的设计。 相似文献
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对制导雷达轴系标校工作中,发展应用的一种测试标校装置,就共作用、原理、结构设计特点、标校测试方法与程序以及所获得的使用效果作了详细论述。 相似文献
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小推力速度闭环交会制导律设计 总被引:2,自引:0,他引:2
在空间飞行器交会对接的近程导引阶段,以小推力喷气发动机作为执行机构,同时完成轨道控制和姿态稳定.基于C-W方程提出了速度闭环交会制导方案,依据转动惯量是否为对角占优阵,姿态与轨道协调控制采用分时控制方案或同时控制方案,轨控推力和姿控力矩指令由同一套小推力发动机来执行.分析了此方案的制导误差,并提出了分步多推力弧段的小推力交会制导方法以提高制导精度.基于MATLAB/Simulink仿真平台实现了两个空间飞行器的分步多推力弧段近程交会导引仿真,仿真结果证实了所采用方法的有效性. 相似文献
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中程空空导弹的最佳中制导 总被引:4,自引:1,他引:4
提出一种先进的中程空空导弹的中制导规律。这种规律包括两种不同的制导方式:根据初始阶段导弹目标的几何关系,分为末段速度最大和末段时问最小两种。对付远距离的高机动目标,最好采用前一种。对付近距离目标则采用后一种。在自动寻的段,这种中制导规律是与增扩比例制导结合使用的。通过对常规和先进目标的计算机仿真,其性能已被测定。仿真结果表明,在扩展发射区域或缩短拦截时间方面,所提出的制导律远优于在整个拦截过程中只采用增扩比例制导律。 相似文献
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本文对国外导弹制导精度鉴定和落点精度评定作了分析,介绍了美国和苏联走过的道路,特别是他们采用的主要方法和经验。指出了我国目前需要解决的关键技术问题,对将来我国制导精度分析的发展提出了建议。 相似文献
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本文在论述弹道导弹被动段控制重大意义的基础上,阐述了国外几种型号导弹的被动段控制方法及其实施途径;介绍了再入飞行器滚动控制方法;对再入段减速的几种方案进行了探讨和分折比较。 相似文献
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图像制导导弹的先期导引与搜索规律研究 总被引:4,自引:0,他引:4
只有当目标位于图像导引头的瞬时视场之中时,才有可能识别并捕获目标,但由于图像导引头通常只有较小的瞬时视场,这并不容易做到。为增大目标捕获概率,本文提出了一种具有一维视觉效果、搜索范围较大的搜索规律,以及一种测量参数少、所需设备简单、隐蔽性好的先期导引方法。 相似文献
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对中远程战术导弹的捷联复合制导的中制导系统进行了分析和研究。建立了目标-导弹相对运动和弹体及自动驾驶仪的数学模型。基于这一模型,应用最优控制理论,设计了考虑弹体及自动驾驶仪的惯性为三阶控制对象捍的最优制指令。 相似文献