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针对地球扰动引力对弹道导弹惯性导航精度影响日益突出这一问题,研究了沿弹道扰动引力的多项式拟合方法,并基于线性系统理论和弹道摄动思想推导了用于求解扰动引力对弹道助推段状态影响的完整解析表达式。同时考虑扰动引力影响与导弹视加速度之间的耦合特性,将扰动引力引起的视加速度偏差视为扰动引力影响的附加补偿项,并进行迭代修正。仿真结果表明:扰动引力拟合残差小于3×10~(-7)m/s~2,考虑耦合项修正的弹道误差传播解析模型计算残差减小为原有方法的1/3,计算时间仅为直接采用弹道积分求差法的1/10。 相似文献
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球谐函数法解地球扰动引力并行计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
随着导弹射程的增加,传统求解地球扰动引力的球谐函数法模型阶数增大,扰动引力的计算速度明显下降。为提高弹道导弹扰动引力的赋值速度,在现有条件下结合球谐函数法计算模型的特点,在并行计算平台上,应用流水线技术和任务交叉分配的方法,建立了球谐函数法的并行计算模型。通过仿真验证,该方法能有效地提高地球扰动引力的计算速度,得到较高的并行加速比和CPU利用率。 相似文献
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研究卫星侦察信息精度对导弹打击海上移动目标命中概率的影响,对于提高导弹作战效能具有重要意义。根据导弹打击海上移动目标的原理,描述了其作战过程,分析了导弹命中概率影响因素,建立了基于卫星侦察信息精度的导弹命中概率计算模型,并通过蒙特卡洛方法分析了卫星侦察信息精度对导弹命中概率的影响。分析结果表明:在可接受区间内,卫星侦察信息精度对导弹命中概率的影响可以忽略,在可接受区间外,导弹命中概率随着信息精度降低而下降。 相似文献
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在弹道导弹攻防对抗仿真研究中,弹道导弹作为攻击方,其弹道的精确性对导弹攻防对抗仿真的最终结果有着重要的影响。地球旋转是影响弹道导弹弹道精度的重要因素,通过运用简化公式对地球旋转对弹道导弹精度的影响进行了计算。研究表明,对射程大于500 km的弹道导弹在预测弹道及落点时应考虑地球旋转的影响,否则将会带来较大的误差。 相似文献
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常晓华 《国防科技大学学报》2018,40(4):80-86
针对地球非球形引力摄动影响下的自由段弹道快速计算问题,在非正交坐标系内建立考虑J2项摄动的地球引力作用下的运动微分方程,在轨道坐标系内建立扰动引力作用下的运动微分方程,并计算天向扰动引力加速度对应的质量偏差,进而通过椭圆轨道以修正J2项摄动运动微分方程;在建立上述运动微分方程解析解的基础上,给出了地心坐标系内弹道飞行器位置和绝对速度的表达式,从而提出了J2项摄动引力和扰动引力作用下的自由段弹道解析计算方法。仿真分析表明:该方法具有较高的计算效率,落点位置偏差小于20 m,满足弹道飞行器高精度实时制导、轨迹预测等应用需求。 相似文献
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陈国强 《国防科技大学学报》1980,(1)
本文讨论引力异常对惯性制导洲际导弹命中精度的影响。本文导出了惯性制导工程中广泛应用的摄动方程转移矩阵的解析解。忽略数学模型的细节所招致的最大误差小于0.1%。在此基础上得到引力异常造成落点偏差的近似解。这些解以简单函数的形式表达了命中精度、引力异常、导弹飞行时间和发射条件之间的关系。利用这些关系式,可以计算任意发射条件下的落点偏差而无需解微分方程组。对于18个不同发射条件的计算结果表明,近似解与直接积分摄动方程所得的计算机解非常一致。在所有的情况下,近似解的最大误差均小于2~3米。 相似文献
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地空导弹与弹道导弹的技术融合正在促使这两类导弹产生突破性的发展 总被引:4,自引:0,他引:4
地空导弹采用弹道导弹的抛物弹道技术 ,能够实现应用固体推进剂达到低质量远射程的目标。弹道导弹采用地空导弹末段弹道的寻的制导控制技术 ,可以达到降速、增程并实现末段有效制导控制和弹道机动的目标 ,从而大幅度提高命中精度和突防概率。地空导弹和弹道导弹之间的技术融合 ,已经开始并将很快形成这两类导弹的新一轮突破性的发展 相似文献
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建立符合作战想定要求的弹道导弹飞行轨迹模型,并按仿真时间步长推算弹道导弹的位置状态,是构建弹道导弹预警探测仿真系统的首要任务。首先在不考虑地球自转的情况下,按照指定的发射点和落点,依据最小能量弹道理论建立了弹道导弹关机点参数计算模型和被动段运动学模型。在此基础上,采用迭代的方法计算考虑地球自转时的弹道导弹关机点参数,并在地心惯性直角坐标系下构造了弹道导弹的被动段弹道。最后将利用法构造的弹道参数与STK中对应参数进行了对比分析,结果证明了所提出方法的正确性。 相似文献
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弹道导弹在助推段需要滚动突防,减少强激光照射的驻留时间,可以有效地对抗激光反导,但姿态稳定的实现则有很大的不同。利用经典控制理论和多变量频域理论设计了导弹的自动驾驶仪,仿真结果表明,对静不稳定导弹的一级助推段可以实现低滚速下的稳定飞行。 相似文献
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为实现高超声速跳跃-滑翔弹道扰动引力的快速赋值,提出自适应网格赋值模型,并根据反距离加权理论,优化广义延拓逼近算法,对模型的逼近误差进行分析。该赋值模型的网格划分为两级,第一级网格根据标准弹道空域进行划分,第二级网格根据滑翔导弹实际弹道在线生成。根据一级网格节点数据,通过优化广义延拓逼近算法计算二级网格节点数据,最后根据二级单元内插计算实际弹道点的扰动引力值。仿真结果表明:在同等大小的网格划分下,优化广义延拓自适应网格模型的逼近精度高于一般赋值方法;在同等精度要求下,该赋值模型的最大单元格边长大于一般赋值方法,从而减少了单元格划分数量,进而降低弹上数据存储量;针对不同滑翔方向以及不同滑翔距离的跳跃-滑翔弹道,该模型逼近误差对应的落点偏差小于5 m,具有较好的适应性。该赋值模型在满足计算速度的前提下,提高了传统赋值方法的逼近精度,降低了弹上存储量,具有一定的工程应用价值。 相似文献
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为研究动基座下捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System, SINS)水平姿态误差角与水平重力扰动间的关系,推导了南北方向、东西方向匀速直线运动时,SINS纯惯性解算的水平姿态误差与水平重力扰动间的传递函数,并分析了传递函数的零极点分布;推导了组合导航模式下,水平姿态误差角与水平重力扰动间的传递函数;通过仿真分析了纯惯性解算和组合导航模式下传递函数的幅频特性。组合导航相对于纯惯性解算模式,截止频率更大,SINS姿态误差角受更多高频重力扰动信号的影响,因此,组合导航模式需要更高分辨率的重力扰动数据来进行重力扰动补偿。此外,在对高精度SINS进行重力扰动补偿时,对于重力扰动分辨率的需求是有限度的,过于精细的重力扰动数据只会带来测量和存储压力,不能提高SINS的姿态精度。 相似文献
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