基于伴随方法的偏置导引末制导特性分析

发布时间：2020-07-18 17:26

【摘要】：为了达到近旁飞越观察目标的目的,提出了偏置导引的研究需求,根据不同的指标要求控制动能拦截器与目标之间的最小距离,来观测目标外部结构、故障情况及运动状态。本文针对偏置导引末制导问题,完成了如下几方面工作:首先,分析了偏置导引末制导过程,将偏置导引末制导分为比例导引段,偏置导引段以及盲区段。偏置导引开始后根据测距方法又将偏置导引段分为被动测距段和高精度测距段。提出了偏置导引的控制指标,并在连续过载下基于比例导引设计了偏置导引律。在弹-目相对速度近似不变的条件下给出偏置导引末制导线性模型。根据偏置导引末制导后期丢失目标的特性,将伴随方法扩展到可研究原系统输入对任意时间输出的影响。建立了偏置导引末制导伴随系统模型,求解出了偏置距离关于剩余飞行时间的解析解。其次,分析了偏置导引末制导过程的需用过载。给出了被动测距误差界限的线性拟合形式,将被动测距误差引入到了伴随系统中,分析了测距误差对偏置精度的影响。在测距误差条件下,考虑过载限制给出了偏置导引交班条件包括高精度测距条件即激光测距仪测距范围和启始偏置条件。最后,针对末制导系统中噪声输入进行了分析,给出了伴随方法下随机过程的表达,建立了随机输入下的偏置导引末制导伴随系统模型,仿真分析了视线转率测量噪声和测距噪声对偏置精度的影响。
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2015
【分类号】：TJ765.3
【图文】：

1 个火箭发动机，4 个主要转向喷管和 6 个姿控喷管，其上的电子控制系统和软件通过上下调节燃烧压力而主动的控制固体推进剂气体发生器的推力水平，以适用于大推力或惯性飞行，TDACS 的调节能力等同于机动性，TDACS 有能力动态地改变其推力和操作时间，从而使 SM-3 Block IIA 能以高精度拦截来袭的弹道导弹。图 1-2 为 SM-3 型拦截导弹的结构示意图。

1 个火箭发动机，4 个主要转向喷管和 6 个姿控喷管，其上的电子控制系统和软件通过上下调节燃烧压力而主动的控制固体推进剂气体发生器的推力水平，以适用于大推力或惯性飞行，TDACS 的调节能力等同于机动性，TDACS 有能力动态地改变其推力和操作时间，从而使 SM-3 Block IIA 能以高精度拦截来袭的弹道导弹。图 1-2 为 SM-3 型拦截导弹的结构示意图。

【参考文献】

相关期刊论文 前4条

1 章虹虹;姜杰;;偏置比例导引律在大气层外拦截器末制导中的应用[J];航天控制;2008年05期

2 周卫文;梁晓庚;贾晓洪;;自寻的导弹末制导系统仿真分析方法研究[J];计算机仿真;2012年08期

3 王静;;动能拦截弹技术发展现状与趋势[J];现代防御技术;2008年04期

4 汤善同;微分对策制导规律与改进的比例导引制导规律性能比较[J];宇航学报;2002年06期

相关硕士学位论文 前1条

1 李广华;近旁飞越航天器末制导方法研究[D];国防科学技术大学;2011年

本文编号：2761198