多对空导弹拦截多目标的协同制导方法研究
【学位授予单位】:南京航空航天大学
【学位级别】:硕士
【学位授予年份】:2019
【分类号】:TJ765.3
【图文】:
2.2.3 气动力模型拦截导弹在飞行过程中,不仅仅只是受到发动机推力作用,也受空气动力对其的气动力的作用效果。导弹气动力模型主要包括气动阻力 X 、法向升力Y 与侧向升力 Z 。作用在导弹是的气动力可表述为:xyzc qSc qSc qS XYZ(2-7)212q V(2-8)式(2-6)、(2-7)中,xc 、yc 、zc 分别为无量纲阻力系数、法向升力系数、侧向力系数,q为动压,S 为特征面积, 为空气密度,V 为空气体积。拦截导弹升力作用能力主要体现在导弹的升力系数和升阻比大小,而它们主要与导弹飞行时的攻角 大小与飞行马赫数 Ma密切相关。给出某近程空空拦截导弹无量纲阻力系数、法向升力系数如图 2.4 所示,某地空导弹的升力系数和升阻比如图 2.5 所示。
(a)升力系数 (b)升阻比与 、Ma变化图 2.5 某地空弹升力系数与升阻比2.2.4 控制模型本文进行质点弹道的 3 自由度飞行仿真,所以,导弹在飞行过程中,通过控制导弹的攻角 与速度滚转角 来实现该导弹的制导指令加速度(ay,az),即实现了调节 与 来控制飞行速度矢量的方向角(弹道倾角 与航向角v )。以 , 作为导弹轨迹的控制角,即( )arcsin( )NzNFCyqSFF (2-9)其中,( cos )( cos )z v zy yF m V aF m V a g (2-10)
导弹发射时刻的可攻击区
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本文编号:2793929
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