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61.
论文以大气层外弹道导弹目标为研究对象,考虑拦截弹中段发动机推力固定耗尽关机方式,针对多拦截弹拦截目标问题,提出一种基于零控脱靶量的双弹协同拦截中制导律。在基于零控脱靶量的中制导律的基拙上,以两枚拦截弹的预期拦截点作为协调变量,在两枚拦截弹在零控脱靶量满足末段制导要求情况下,调整两弹的预期拦截点使其一致。分析满足协同拦截的两枚拦截弹的中段初始条件,设计了相应的应对策略。该制导律具有通信负担低,鲁棒性较强的特点。仿真算例表明,所设计的双弹协同中制导律可以有效协调两枚拦截弹实现协同拦截。 相似文献
62.
本文通过对空间拦截运动学模型的线性化处理,提出了一种脉冲式末端导引规律,它既满足脱靶量指标,又使轨控发动机的燃料最省,且易于工程实现。仿真结果表明该导引律性能良好 相似文献
63.
Ideal proportional navigation (IPN) is a natural choice for exoatmospheric interception for its mighty capture capability and ease of implementation. The closed-form solution of two- dimensional ideal proportional navigation was conducted in previous public literature, whereas the practical interception happens in the three-dimensional space. A novel set of relative dynamic equations is adopted in this paper, which is with the advantage of decoupling relative motion in the instantaneous rotation plane of the line of sight from the rotation of this plane. The dimension-reduced IPN is constructed in this instantaneous plane, which functions as a three-dimensional guidance law. The trajectory features of dimension-reduced IPN are explored, and the capture regions of dimension-reduced IPN with limited acceleration against nonmaneuvering and maneuvering targets are analyzed by using phase plane method. It is proved that the capture capability of IPN is much stronger than true proportional navigation (TPN), no matter the target maneuvers or not. Finally, simulation results indicate that IPN is more effective than TPN in exoatmospheric interception scenarios. 相似文献
64.
针对大气层外拦截提出了一种基于拦截时间最短的拦截律。根据最优控制理论由相对运动参数确定拦截弹时间最优的推进方向,用变结构控制理论调整拦截弹姿态角以跟踪指令姿态角,拦截弹沿体轴方向持续推进直至拦截结束。拦截律要求控制器在较短的时间完成对指令姿态角的跟踪后即停止工作。仿真结果表明:拦截律有很好的拦截精度,可引导拦截弹对目标实施碰撞杀伤。 相似文献
65.
滑模控制虽然对外部干扰和内部摄动具有不变性,但由于其自身的抖振原因,限制了其在实际工程中的应用.而准滑模控制克服了滑模控制的抖振问题,并对扰动有较强的鲁棒性,因此有广泛的应用.针对天基拦截的非线性模型,考虑到发动机的实际工作特性,基于准滑模控制思想,设计了一种易于工程实现又可控制精度的制导律,并通过数值仿真,验证了该制导律的有效性,并得到了满意的结果. 相似文献
66.
介绍基于VxWorks实时操作系统的宽带数传信号接收与识别试验平台的结构,在研究通用解调器CORTEXTCP/IP以太网接口通信机制以及VxWorks系统Socket通信协议实现方法的基础上,开发出数传信号接收识别部分与COR-TEX的通信模块,成功地将宽带数传信号识别、调制参数估计与信号解调三者融为一体。 相似文献
67.
应用广义预测拦截点的概念,基于变结构自适应理论,以相对速度偏角为滑模面,设计了一种新颖实用的变结构自适应中制导律并进行了仿真分析,结果显示导弹各项指标均很好地满足要求,验证了该中制导律的可行性与有效性。 相似文献
68.
以数学方法对过空间两固定点的拦截轨道进行了分析,给出了快速拦截轨道和能量最省拦截轨道的条件。并以大高度差异面圆轨道之间的远程拦截为例,设计了快速拦截轨道。最后通过仿真得到了对应的拦截域和最短拦截时间,为远程快速拦截轨道设计提供了理论分析依据。 相似文献
69.
顺轨拦截模式剩余飞行时间估计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
匹配顺轨和逆轨拦截模式的估计方法是精确计算剩余飞行时间(TGO)的必要条件,适用于逆轨拦截模式的TGO估计方法并不适于顺轨拦截模式。为此,针对顺轨拦截模式,分别提出了拦截机动/非机动目标的TGO估计方法。通过对线性制导方程的变形求解出了拦截弹的飞行弧长,并根据预测的碰撞点位置求得了TGO估计的解析式。该求解方法通用性强,适用于弹道成型制导律的TGO估计。以负比例(RPN)和扩展RPN(ARPN)为制导框架,与经典方法进行对比,所提出的TGO估计方法精确度高,能够有效提高导弹的制导性能。 相似文献
70.
基于扩张状态观测器的导弹滑模制导律 总被引:1,自引:0,他引:1
针对导弹拦截机动目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO,Extended State Observer)设计了一种全新的导弹滑模制导律.考虑拦截时的弹目相对运动关系,通过ESO对目标加速度进行实时的观测和动态补偿,有效地解决了导弹拦截末端所需过载过大的问题,使导弹能够以更小的脱靶量拦截目标.同时在仿真中考虑自动驾驶仪的二阶动态特性,分别以不同的初始航迹角对周期性机动目标和非周期性机动目标进行拦截打击仿真,并与基于有限时间收敛理论提出的滑模制导律对迎击拦截、追击拦截和前向拦截3种方式进行仿真对比,仿真结果表明了基于ESO的滑模制导律在拦截末制导过程中的鲁棒性和优越性. 相似文献