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本文对运用速度增益制导实现对目标卫星的拦截方法进行了研究。其特点是在拦截器运动参数初值及目标轨道参数给定的条件下,首先确定考虑地球扁率J_2项影响下的拦截目标的预测命中点,然后采用Lambert方法确定给定碰撞时间下拦截器的需要速度,最后实现对目标的拦截。用该方法可保证向未制导转换时有较高精度的转换条件。 相似文献
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本文研究计算精确的飞行时间估计问题。在实现为时变速度导弹制定的各种最优制导律时,这是一个重要问题。介绍以非迭代方式修正飞行时间的递归飞行时间计算方法。该递归方法含有显式计算由非零初始航向误差产生的飞行时间误差的一种误差补偿特征。对任何导弹速度剖面,所提出方法的实现是简单而直截了当的。各种数值例子表明所提出的方法对最优制导律以及比例导航和增广比例导航都是有效的。 相似文献
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对航天器在有限推力作用下的"推-滑-推-滑"离轨轨道制导问题进行了研究。将再入接口条件转化为能量与动量矩指标,基于该指标得出了单次"推-滑"的临界地心距,分析了其对离轨策略的影响;推导了有推力作用时飞行器能量与动量矩的相对变化规律,通过使飞行器的能量与动量矩以同样的相对速度减小的方法,导出了制导方程;得到了首次制动时推力方向始终与速度方向相反,二次制动根据制导方程进行导引的轨道形式;对不同高度与不同再入接口条件的离轨问题进行了数值仿真。仿真结果表明,该方法计算量小,可有效解决单次"推-滑"无法实现的离轨制导问题。 相似文献
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考虑制导炮弹由身管武器发射,其飞行控制能力和导引信息量有限,基于预测落点位置偏差量来修正速度方向并在控制时间内连续分配导引指令的思想,提出了一种新的三维末制导方法。根据非线性弹道方程组的级数解预测弹丸落点位置,得到落点与目标的偏差,并提出了两种通过此偏差解算当前速度方向修正量的方法。取剩余飞行时间为修正时间,通过将速度方向修正量分配到整个剩余导引段建立了加速度修正公式,以减小导引指令饱和的可能性。通过连续地预测落点和分配加速度指令来实时地导引飞行。仿真结果表明:该导引方法简单可行,精度高,对控制能力要求较低,且具备较好的制导效果和毁伤效果,为该体制制导炮弹的应用提供参考依据。 相似文献
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由于制导炮弹由身管武器发射,其飞行控制能力和导引信息量有限,故基于预测落点位置偏差量来修正速度方向并在控制时间内连续分配导引指令的思想提出一种新的三维末制导方法。根据非线性弹道方程组的级数解预测弹丸落点位置,得到落点与目标的偏差,并提出两种通过此偏差解算当前速度方向修正量的方法。取剩余飞行时间为修正时间,通过将速度方向修正量分配到整个剩余导引段建立加速度修正公式,从而减小导引指令饱和的可能性。通过连续地预测落点和分配加速度指令来实时地导引飞行。仿真结果表明:该导引方法简单可行,精度高,对控制能力要求较低,且具备较好的制导效果和毁伤效果,可为该体制制导炮弹的应用提供参考依据。 相似文献
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本文就火控系统中的小高炮雷达,如何提高近距离目标的跟踪精度和跟踪速度这两项重要战术指标问题,指出克服速度动态滞后采用指挥仪速度正反馈控制;而解决加速度动态滞后,提出了加速度误差修正控制方案,并推导出数学模型和列举具体实施方案以及测试结果。 相似文献
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指令时延对舰空导弹中末制导交班误差影响分析 总被引:1,自引:0,他引:1
从目标作直线飞行和机动飞行两种情况出发,建立相应的舰空导弹中末制导交班时的导引头指向误差模型和导弹速度矢量指向误差模型,指出了相应的误差修正方法,进行了仿真计算,并分析了计算结果.仿真结果验证了上述模型的正确性. 相似文献
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弹道导弹主动段自旋可以对抗激光武器拦截,实现主动段突防.但是主动段自旋又会引起较大的速度位置偏差,进而造成较大的落点偏差.提出了一种通过自由段组合制导修正落点偏差的方案.首先建立了主动段自旋弹道模型,分析了主动段自旋引起的速度位置误差及最终的落点偏差,然后在自由段采用INS/GPS组合制导,应用卡尔曼滤波对数据进行处理.仿真表明,该方法可以明显提高导弹的命中精度. 相似文献
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为提升复杂飞行任务下滑翔制导的自主性,提出一种基于最优制导与强化学习的多约束智能滑翔制导策略。引入三维最优制导以满足终端经纬度、高度以及速度倾角约束。提出基于侧向正弦机动的速度控制策略,研究考虑机动飞行的终端速度解析预测方法。针对速度控制中机动幅值无法离线确定的问题,研究基于强化学习的智能调参方法。该方法基于终端速度设计状态空间,以机动幅值设计动作空间,设计综合终端速度误差与滑翔制导任务的回报函数,采用Q-Learning实现机动幅值的智能调整。仿真结果表明,智能滑翔制导方法能够高精度满足终端多种约束,并能有效提升复杂任务下的自主决策能力。 相似文献
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针对高超声速滑翔飞行器变轨段大偏差条件下的标准轨迹跟踪问题,提出一种基于权值矩阵自适应修正的变轨段跟踪制导方法。分析了变轨段主要控制方式和标准轨迹特性;将简化的纵向运动方程在标准轨迹附近线性化;采用将误差项引进线性二次型性能指标加权矩阵的方式,设计了改进的权值自适应修正跟踪制导方法。CAV-H飞行器仿真分析表明,该方法能够实现高超声速滑翔飞行器变轨段高精度自适应跟踪制导,对初始及过程偏差具有良好的鲁棒性。 相似文献
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Lambert问题的求解多以二体假设为基础,从而对精确轨道控制带来不利影响.提出了一种脉冲修正策略,建立了考虑摄动影响的航天器轨道动力学计算模型,在Iambert算法基础上,通过拟牛顿法对变轨脉冲进行修正,消除终端状态误差,从而获得精确的变轨脉冲.将该修正策略用于固定时间精确变轨问题,建立了两层规划模型,并通过算例验证了算法的有效性. 相似文献
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针对预测-校正制导方法计算量大的问题,提出一种结合预测-校正法和标准轨道法的组合制导方法。在一次再入段采用预测-校正法提高制导方法的鲁棒性能,在二次再入段采用标准轨道法减少计算量。该组合制导方法通过利用标准轨道信息,减少了预测时间;通过设计指令快速迭代算法,减少了迭代次数;并根据飞船二次再入点处的实际状态,修正标准指令剖面,提高二次再入制导性能。仿真结果表明:该组合制导方法能大幅减少预测时间,提高校正速度,并具有较高的鲁棒性和精度。 相似文献
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