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971.
本文在导弹质点运动不作任何简化的条件下,建立导弹-目标状态空间数学模型,得到以雷达测量参数表示的,可对付机动目标的最优制导规律,将其用于某型导弹上,仿真结果表明该制导律有较好的导引精度和一定的工程实用价值;同时就导弹起控点处高低角、方位角对脱靶量的影响作了研究,该制导律能降低对导弹发射条件的要求。 相似文献
972.
研究了弹道一升力式载人航天器的再入制导规律和各种再入误差源对其落点的影响。主要包括以下内容:再入纵向制导和侧向制导规律的确定;分析各种单项误差对落点的影响;用MonteCarlo方法模拟各种再入误差源及其对落点偏差的综合影响。通过大量的模拟计算,掌据各种再入误差对落点偏差的影响,提出再入误差应具有的指标要求,并得到一些有益的结论。计算结果表明,确定的制导规律可以达到满意的落点控制效果。 相似文献
973.
974.
针对基于全方位发射的反坦克导弹,介绍了国内外对于垂直起飞-快速转弯技术、大迎角飞行技术及制导控制系统设计等若干关键技术方面的研究现状.研究表明,气动力/推力矢量复合控制技术是解决快速转弯的有效策略,空中自主完成全方位快速转弯是全方位发射的关键,以比例导引为基础的滑模变结构多条件约束制导律是反坦克导弹制导控制的研究方向.在此基础上,分析了反坦克导弹滚转飞行和大迎角飞行过程中存在的问题,给出了相应的研究方法,并从快速机动响应、复合制导、末端约束导引和指控一体化等方面展望了反坦克导弹的发展趋势. 相似文献
975.
针对垂直起降可重复使用运载器返回全程非线性、高动态、强扰动、多约束条件下的精确着陆问题,开展适应各飞行段任务特性和需求的返回全程制导控制方法研究。首先分析返回全剖面各飞行段的特点及对制导控制的需求,建立了动力学模型;然后基于经典制导控制方法给出可行的返回全程制导控制方案,并针对其不足分别设计修航段基于剩余时间估计和几何关系目标点自适应更新的双层迭代制导、返回末段多约束自适应制导和返回全程自抗扰控制器,构建了自适应强抗扰新型返回全程制导控制方案;最后进行了数学仿真,通过对比分析经典制导控制方案和新型制导控制方案在小偏差/扰动和大偏差/扰动两种条件下的飞行状态,验证了新型制导控制方案下更高的着陆精度、更强的适应性和抗扰性。 相似文献
976.
为了在不依赖导弹间实时通信与导弹绝对位置信息的情况下实现无导引头也无惯导导弹的"发射后不管",考虑为无导引头也无惯导导弹安装两个捷联探测器,从而可对有导引头导弹上的两个特定目标点进行探测。在此基础上,针对静止点目标分别采用一般的负反馈控制方法以及有限时间收敛原理设计了2种协同末制导律,并针对静止面目标采用动态逆控制设计了1种协同末制导律。上述协同制导律均可在有导引头导弹命中目标前实现无导引头也无惯导导弹的速度方向指向其攻击目标,而此后无导引头也无惯导导弹只需要作直线运动即可命中其攻击目标。仿真结果验证了上述协同制导律的有效性以及优势。 相似文献
977.
978.
979.
980.