一种可扩展的末制导雷达通用检测系统

介绍了采用ＩＥＥＥ－４８８总线标准实现的末制导雷达通用检测系统,概述了其硬件的组成和系统特点。并针对末制导雷达的测试规程和要求,阐述了软件系统的模块化设计思想,介绍了采用虚拟面板和虚拟仪器技术的ＡＴＥ软件设计方法。     

捷联寻的制导系统弹体追踪导引方法研究

对捷联寻的系统的简易制导方法—弹体追踪法进行全面剖析 ,解析分析了弹体追踪法对导弹速度、目标速度的约束 ,以及弹体阻尼、滞后、舵偏到攻角之间的传递系数对弹体追踪导引性能的影响。通过数学推导及应用控制理论分析与仿真 ,弹体追踪法较比例导引和速度追踪法在导引特性和打击机动目标时性能较差 ,但其成本较低 ,是一种降低制导武器成本的简易制导方法。但采用弹体追踪法时 ,导弹和目标的速度不能太大 ,当制导武器系统在形成导引误差信号存在固有滞后时 ,弹体稳定回路需要有一定阻尼 ,且舵偏到攻角之间的传递系数不能太大 ,即飞行过程中攻角要较小。     

基于IFM技术的捷变频雷达综合测试仪

介绍了一种基于瞬时测频(IFM)技术的非相参捷变频雷达综合测试仪的设计方法.应用该仪器可以在捷变频状态下对捷变频雷达导引头进行各种性能测试,解决了捷变频雷达导引头不能在捷变频状态下进行测试的难题.     

一种攻击地面固定目标的变系数比例导引律

为了提高命中精度 ,减小控制能量的消耗 ,对攻击地面固定目标且速度随时间变化的追踪器 ,推导出一种以控制能量消耗最小为性能指标的最优导引律 ,其中剩余时间的估算不仅考虑到追踪器速度大小的变化 ,而且考虑了方向的变化。同时 ,为了满足某些追踪器在碰撞点垂直入射的要求 ,给出在铅垂面内攻击时具有修正项的变系数比例导引律。仿真结果表明 ,该导引律与常系数比例导引律相比 ,控制能量少 ,脱靶量小 ,命中精度高。     

终端区域4D导引的高度剖面与速度剖面研究

对终端区域４Ｄ导航中高度剖面和速度剖面生成的基本算法进行了研究。结合已经开发的水平轨迹计算方法,生成终端区域的３Ｄ飞行剖面和速度剖面,然后产生４Ｄ导航指令,利用已生成的４Ｄ导航指令可在终端区域引导沿直线或曲线飞行的飞机在规定的时间到达指定地点,从而实现终端区域的４Ｄ导引。最后对某民航运输飞机进行了数值模拟,由计算中看出风对４Ｄ导航的速度剖面有较大的影响,结果还表明该方法计算量小,只需输入少量的参数     

飞行力学在图像制导导弹设计中的应用

为满足作战需要 ,改善导弹的总体性能 ,又有利于降低研制成本 ,对图像制导导弹的导引头最大跟踪角速度、极限框架角、搜索方案以及导弹的速度方案 ,进行了分析设计。以此为例 ,对飞行力学在导弹总体与分系统设计中的应用进行了说明。研究结果表明 :飞行力学是协调导弹总体与各分系统之间关系的重要手段 ,在导弹总体和各分系统的设计过程中 ,积极主动地应用飞行力学进行综合设计 ,可获得最佳的总体性能。     

天问一号火星软着陆制导、导航与控制系统

天问一号火星探测器成功实现了我国首次火星表面软着陆,进入舱制导导航与控制系统(GNC系统)负责在火星进入下降着陆过程实施进入舱的姿态与轨道控制,确保进入舱安全着陆火星表面.介绍了执行天问一号火星EDL任务的GNC系统飞行阶段划分、系统组成、方案架构,以及针对火星EDL任务的特色设计,最后介绍了GNC系统在轨飞行结果.     

主动寻的末制导的截获性能分析

研究了雷达指令修正惯导中制导加主动寻的末制导的复合制导体制下,雷达定位误差造成的导引头天线指向角误差和多普勒定频误差的统计特性,计算了末制导的截获概率,明确了不同因素对截获性能的影响。     

飞行器控制导引一体化设计方法研究

介绍了飞行器控制导引一体化设计方法的研究现状及发展背景。提出了导弹控制导引一体化设计的性能要求。最后指出了当前飞行器控制导引一体化设计存在的主要问题和值得深入研究的方向。     

对日观测卫星无陀螺姿态确定算法研究

研究了两种无陀螺姿态确定算法:Kalman滤波算法和二阶差分算法。基于某对日观测卫星,将“陀螺 太阳导行镜”组合Kalman滤波算法与以上两种无陀螺定姿算法进行了仿真比较。结果表明,Kalman滤波算法和二阶差分算法均能较好地实现对日观测卫星三轴姿态角和姿态角速度的估计。