巡航导弹与弹道导弹区别何在?

问:巡航导弹与弹道导弹都是导弹,两者究竟有何不同之处? 答:所谓巡航导弹,是指主要以巡航状态、平伸弹道,在低于30千米的稠密大气层内飞行的有翼导弹。巡航导弹由弹体、巡航发动机、固体助推器、制导控制(弹翼)协调器和战斗部组成。根据作战任务的     

导弹滚转自动驾驶仪设计与仿真

基于 STT(侧滑转弯)控制方式的导弹在飞行过程中,滚转通道自动驾驶仪主要起到稳定弹体(使导弹滚转角为0°左右)、防止俯仰通道与偏航通道耦合的作用,滚转通道稳定能力的好坏直接决定了导弹制导控制的效果.本文中,设计了基于变结构控制理论的导弹滚转自动驾驶仪,针对变结构控制经常存在的抖振现象进行分析并去抖,取得了良好效果.最后与常规 PID控制方式的滚转稳定驾驶仪进行了对比分析     

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路的数学变换及其耦合性分析

根据双通道控制旋转导弹的特点,通过旋转变换,将弹体坐标系下的自动驾驶仪回路变换到准弹体坐标系下,并比较了与倾斜稳定导弹标准自动驾驶仪的区别. 旋转变换后自动驾驶仪的弹体环节和舵机环节的模型均发生变化. 旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度计不在质心时引起的耦合. 研究结果表明,在自动驾驶仪设计中需要进行解耦,以减小交连的影响.     

大机动制导火箭弹控制方法研究

为解决制导火箭弹因提高机动性能可能带来的临界稳定或静不稳定的控制问题,分别采用仅有速率陀螺反馈、典型过载驾驶仪及三回路驾驶仪3种方式进行研究.研究表明,仅仅采用速率陀螺反馈回路对静不稳定火箭弹进行姿态控制要求回路增益过大,工程中不易实现.引入过载反馈后,常规过载驾驶仪可以有效地降低阻尼回路增益,但对舵机零位误差存在系统静差.采用三回路自动驾驶仪不仅可以对静不稳定火箭弹进行稳定,还可以很好地消除舵机零位误差的影响,对大机动制导火箭的控制是有利的.     

“巡航导弹”可怕吗

巡航导弹是一种自制导、连续推进、按空气动力学原理飞行,携带常规或核战斗部的无人驾驶飞行器,由弹体,巡航发动机,制导控制系统和战斗部等组成。根据发射方法,榀分为陆射巡航导弹,海射巡航导弹就空射巡航导弹。     

弹性弹体自动驾驶仪设计

本文简要分析了基于弹性弹体的自动驾驶仪结构,从频域和时域分析了弹体产生弹性模态对经典三回路自动驾驶仪响应品质的影响,设计了一种陷波滤波器消除弹性模态的影响。仿真结果表明,在存在弹性模态的情况下,自动驾驶仪响应将失稳,而陷波滤波器能够很好地消除弹性模态对自动驾驶仪的影响,保证系统的稳定性。     

制导杀爆弹毁伤效能评估的应用研究

基于真实目标等效结构研究制导杀爆弹毁伤效能评估的应用.针对红外成像和GPS两种制导模式,分析末端弹道特征对于确定弹药研究毁伤效能与引信炸高、制导精度之间的联系.通过分析结果可见,采用红外成像制导模式,炸点随着炸高的提高离瞄准点的距离逐渐变远,破片群难以命中目标;采用GPS制导模式,炸点可通过弹载计算机计算调整炸点于目标上方,破片群向下可命中目标,对目标的毁伤效果较好;所以,弹药的毁伤效能除了与战斗部、引信有关,还与导引头的制导模式相关.通过仿真分析,制导模式对战斗部动爆威力场影响不大,因此在战斗部研制过程中可不考虑弹药的制导模式,而只采用动爆条件下的毁伤幅员对战斗部的毁伤效能进行考核,以优选出最佳战斗部结构和炸高.      

在阿富汗战场上扬名的——毒刺导弹

在阿富汗的喀布尔烈士岗上,有一块墓地被人们称为“毒刺墓”,那里埋葬着被美国“毒刺”导弹击毙的侵阿苏军飞行员。毒刺导弹是美国通用动力公司研究制造的一种肩射式近程防空导弹。它采用红外线制导,可跟踪飞机尾部排出的热尾流,对敌机实行全方位攻击,而且它的抗干扰能力很强。该导弹由弹体、动力系统、制导系统、战斗部四部分组成,长1.5米,最大翼展0.09米,弹体直径0.07米,重15.1公斤。其最大射程为5.6公里,射击高度4800米,飞行速度为音速的2倍。它可由单兵携带,主要采取立姿肩扛的操作方     

子母式干扰弹战斗部结构设计与抛撒策略

大口径干扰弹大多采用整体装填一次性起爆的方式,具有分散性差、成烟面积小等问题。针对这些尚未解决的问题,围绕子母式干扰弹进行结构设计,并基于内弹道理论,分析建立了抛撒过程模型。采用MATLAB编程,计算分析了抛撒过程压力、子弹罐体和干扰弹弹体抛射速度的变化规律,得到了子弹罐体和弹体的抛射速度。通过静态抛撒试验测试表明,子弹罐体和干扰弹弹体的抛射速度的误差分别为3.2%和7.3%,验证了战斗部结构设计的合理性与抛撒策略的可行性,为干扰弹设计提供了理论支撑。     

简易控制超音速火箭靶弹方案最优制导律设计

针对简易控制超音速火箭靶弹方案供靶弹道设计问题,提出了一种基于粒子群方法和Gauss伪谱法相结合的火箭靶弹供靶最优制导律设计方法. 该方法首先在爬升-拉平段,利用粒子群方法优化得出火箭靶弹在拉平段具有最大动能的最优射角和爬升段最优起控时间,然后利用Gauss伪谱法设计得出平飞供靶段最优控制律. 仿真结果表明,该方法能够快速获得最优方案供靶弹道和方案制导律,并且可以较好地满足供靶指标,为火箭靶弹供靶弹道设计提供参考.      

滑翔增程弹制导与控制系统设计

为控制滑翔增程弹精确跟踪方案弹道及提高落点精度,设计了制导控制系统。基于高度控制原理,设计了鲁棒变结构控制器,实现弹体对方案弹道的精确跟踪;为提高落点精度,在炮弹跟踪方案弹道靠近目标点的时候,采用比例寻的导引律来引导炮弹向落点逼近。根据力矩平衡假设和重力作用,将过载指令转换为舵面偏角指令,设计了开环自动驾驶仪,并采用相位超前角来降低舵系统跟踪误差。六自由度仿真表明,所设计的制导控制方案能够引导制导炮弹跟踪方案弹道,且终端落点误差小于1 m,满足制导控制系统要求。     

干扰火箭是怎样实施干扰的?

干扰火箭和普通火箭弹基本相同,所不同的地方就是不装战斗部,而是在弹体内填充大量的雷达反射材料和红外曳光物。干扰火箭引信一般采用钟表引信和电子定时引信两种,由固体火箭发动机推进,在特定时间和区域内投放。     

包含弹体动力学的终端角约束弹道成型制导律

针对侵彻型导弹弹道终端对命中位置和入射角度提出严格约束的制导问题,引入弹体动力学环节,采用Schwartz不等式方法推导了最优制导律. 在小角假设基础上,将其表述为便于工程实现的包含弹体动力学的终端角约束弹道成型制导律. 分别利用Schwartz不等式和伴随函数法研究了制导律量纲一化制导指令解析解、位置脱靶量及角度偏差特性. 结果表明,该制导律不但能同时满足终端位置和角度约束,而且可确保终端过载指令归零,从而为侵彻型制导武器末端攻角控制提供了一种可行的制导策略.      

空空导弹分数阶三回路自动驾驶仪的分析与参数优化

针对空空导弹飞航控制系统中存在弹体强非线性、参数不确定等问题,在对传统三回路自动驾驶仪进行分析的基础上,提出了空空导弹分数阶三回路自动驾驶仪.深入分析了分数阶三回路自动驾驶仪的各个回路特点,并比较了与传统三回路自动驾驶仪的区别.引入了基于时间绝对误差积分(ITAE)规则的遗传算法(GA),对三回路自动驾驶仪的参数进行寻优,从而实现对空空导弹的最优三回路控制.通过对两种三回路自动驾驶仪的仿真实验,对比研究了两种自动驾驶仪的时域和频域响应特性.研究结果表明,在相同的参数优化方法下,空空导弹分数阶三回路自动驾驶仪具有与传统三回路自动驾驶仪相当的结构,但时域响应更快,频域稳定裕度更大,因而更适用于空空导弹的飞航控制.     

基于GIF技术的三维交会延时控制起爆模型

 基于制导引信一体化技术原理,研究弹目三维交会情形下的战斗部延时控制起爆模型。通过对制导引信一体化技术特点的分析,利用数学方法详细推导了在导引头提供不同弹目交会信息下的剩余飞行时间和延时起爆时间估算算法。研究表明,在战斗部的破片初速及衰减系数一定的情形下,延时起爆时间可以通过弹目距离R、极角θ、方位角ø、极角速度θ、方位角速度ø方便给出。     

基于模糊PID的自动驾驶仪设计

由于导弹在飞行过程中弹体参数变化剧烈,针对某型导弹,本文采用在传统控制PID控制器基础上以导弹偏航通道为例设计模糊PID控制器导弹自动驾驶仪,利用MATLAB进行仿真,对控制效果进行了详细的分析。仿真结果表明模糊PID控制器不依赖于系统模型,在响应速度、稳态精度及对干扰的抑制能力等方面均优于传统PID,所设计的自动驾驶仪具有良好的飞行品质和较高的精度,同时也具有更强的鲁樟性。     

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪解耦控制研究

为消除旋转导弹自旋所带来的纵向与侧向运动的交叉耦合,进行了双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路解耦控制研究.对自动驾驶仪回路的耦合进行分析发现,旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度表不在质心引起的耦合.分析结果表明了解耦的必要性.利用前馈补偿法实现了自动驾驶仪回路的解耦控制,并进行了仿真,结果验证了解耦方法的可行性.     

制导兵器气动布局发展趋势及有关气动力技术

论述了反坦克导弹、制导航弹、末制导炮弹、制导火箭等制导兵器常用的气动布局和特点；分析了制导兵器的新型气动布局及特点；论述了制导兵器的发展趋势是远射程、高机动、高精度、大威力和高隐身；指出了制导兵器发展中必须研究解决的关键气动力技术问题。     

结构特征数计算程序

本文提供了一份计算尾翼弹或非尾翼弹的特征数计算程序,输入原始信息只要少数几个特征节点坐标即可,弧形部分当中节点坐标信息可根据二端点坐标值和形成半径自动生成,输出形式类似于手算格式。仍然采用数值积分的方法——将弹体看成截锥体元素之和,将尾翼看成梯形元素之和。 本程序使用DJS——6机的ALGOL——60算法语言,使用单位为公斤一厘米一秒。本程序计算约1—2分钟。     

考虑一阶驾驶仪动力学的角度控制最优制导律

为研究考虑驾驶仪动力学的最优制导律,构造了引入一阶驾驶仪动力学的导弹运动方程. 基于带终端状态约束的最优控制问题,将传统的目标权函数扩展为导弹剩余飞行时间负n次幂的形式,推导得到考虑一阶驾驶仪动力学的最优制导律通用表达式. 通过将目标函数的终端状态权系数选为无穷大,化简得到考虑一阶驾驶仪动力学的角度控制最优制导律OIACGL-1,并讨论了OIACGL-1的两种简化形式. 引入落角约束和初始方向误差,分析了OIACGL-1系统的归一化加速度特性;分析指出,OIACGL-1系统在n≥0时的终端加速度指令严格为0,对应的终端加速度响应近似为0.