随机风对比例导引制导精度影响研究

分析了随机风对弹体产生的干扰作用,建立了引入随机风干扰的比例导引制导系统模型,并对模型进行了适当简化,运用伴随法得到了简化后比例导引制导系统的解析解,系统解析解显示随机风造成的脱靶量与随机风的标准差成正比,并随着制导时间的增加趋于一个常值.最后详细分析了未经简化的比例导引制导系统,仿真结果表明:增大比例导引系数有利于抑...     

天线罩误差对无线电制导导弹性能的影响

通过对天线罩误差形成原因的分析，提出了一种更合理的天线罩误差模型；基于该模型，研究了天线罩误差对制导系统稳定性的影响，分析了不同噪声源下各参数对无量纲化脱靶量的影响，为优化天线罩设计和气动外形设计提供依据，以确保天线罩和气动设计之间取得合适的平衡，使系统能够在实际可能出现的参数范围内工作良好。     

基于无人战斗机发射平台的末敏子弹药原理分析

结合无人战斗机和末敏弹的特点,对基于无人战斗机机载平台的末敏弹工作原理及特点进行了阐述,并分析其工作过程,提出了发展无人战斗机载末敏子弹药的构想。     

激光半主动导引头角速度噪声特性及其影响分析

运用试验手段分析了激光半主动导引头的角速度噪声特性,得到了激光半主动导引头的角速度噪声为白噪声的结论。建立了比例导引制导系统模型,并对模型进行了简化,解出了简化模型的解析解,进行了无量纲化分析。对制导系统进行了仿真分析,仿真结果表明:角速度噪声引起的系统无量纲脱靶量均方根随着制导时间的增大趋于一个稳态值,这个稳态值随着比例导引系数的增大而增大。最后研究了系统延时环节对角速度噪声引起的系统无量纲脱靶量均方根的影响,研究结果表明:系统的延时越大,角速度噪声引起的无量纲脱靶量均方根越大。     

捷联制导弹药制导与控制系统设计与仿真

根据单兵武器捷联导引头的特点,提出一种弹体追踪和比例导引相结合的制导律。利用导引头的误差角信号和姿态陀螺的姿态信号,通过微分网络提取弹目视线角速率,实现比例导引部分,误差角信号作为姿态驾驶仪的输入完成弹体追踪部分。其次,利用根轨迹方法给出一种姿态驾驶仪设计方法。通过数学仿真可以证明,该制导律和姿态驾驶仪相结合,可实现精确命中目标,并具有良好的动态特性。最后,为论证MEMS陀螺和惯性陀螺等实现姿态驾驶仪的可行性,提出半实物仿真试验方案,作为理论设计进一步的验证手段。     

多目标时空同步协同攻击无人机任务分配与轨迹优化

针对复杂战场环境下分布式无人机对多目标协同打击任务,提出多目标攻击的任务分配与轨迹优化算法。建立典型多目标打击的任务场景和无人机模型;基于Delaunay三角形理论,以禁飞区为节点构建搜索地图;运用A^*算法实现威胁最小的单机路径搜索;在无人机动力学约束和能耗损失最小的基础上,引入时间调节因子,采用基于贝塞尔曲线的分布式无人机时空同步轨迹优化方法,得到对多目标同时打击的优化轨迹;设计轨迹跟踪控制器,对预规划轨迹进行跟踪仿真。仿真结果表明,多目标攻击的任务分配与轨迹优化方法能够对多目标实现多角度、时空同步、分布式协同打击,且对噪声及阵风等具有较强的抗干扰能力。     

战术导弹GPS制导控制系统设计

建立了某战术地地导弹纵向运动模型,采用带有状态约束的极点配置方法设计了过载自动驾驶仪,分析了制导回路特点,分析了用GPS实现比例导引的可行性,指出过载闭环的必要性。研究了制导指令更新频率、GPS定位误差对制导系统过载、脱靶量的影响。研究结果表明增加末导时间能够消除GPS更新频率和定位误差对制导回路的影响,为某导弹制导控制系统设计提供依据。     

战术导弹三回路过载驾驶仪时频特性分析

基于小扰动线性化的纵向弹体控制模型,研究了三回路驾驶仪及其新弹体的结构、快速性、鲁棒性以及对静不稳定弹体的增稳能力,建立并分析了驾驶仪的无量纲模型,针对三回路驾驶仪提出了一种新的设计思路。研究结果表明:阻尼回路新弹体增稳能力和鲁棒性较弱;增稳回路新弹体具有良好的鲁棒性和增稳能力但响应速度较慢;三回路驾驶仪通过设计一个远离开环弹体频率的一阶主导极点和一对阻尼合适的高频极点,使系统具备较好的快速性、稳定性和鲁棒性。     

Time-to-go weighted optimal trajectory shaping guidance law

For maneuvering target,the optimal trajectory shaping guidance law which can simultaneously achieve the designed specifications on miss distance and final impact angle was deduced using optimal control theory based on the time-to-go weighted function.Based on the same cost function,the closed-form solutions of the guidance law were derived when the initial displacement of missile,final impact angle,heading error and target maneuver was introduced into the lag-free guidance system.To validate the closed-form solutions,the simulation of the lag-free system was done and the simulation results exactly matched the closed-form solutions and only when the exponent is greater than zero,the final acceleration approaches to zero.     

Realization of proportional navigation and lateral acceleration autopilot for endoatmospheric kinetic interceptor with pulse thrusters

The guidance and control strategy for endoatmospheric kinetic interceptor controlled by lateral pulse thrusters was detailed.The pulse thruster control system was firstly proposed.The sample-and-hold a...