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为了提高导弹突防能力并有效打击目标, 对同时实现攻击时间和攻击角度控制的导引律进行了研究。基于一种以数据驱动为核心的方法, 将导引过程分为第一阶段攻击时间控制和第二阶段攻击角度控制。根据攻击角度控制导引律生成驱动数据, 采用人工神经网络技术建立了剩余飞行时间映射网络, 据此求得攻击时间控制阶段的攻击时间误差。基于比例导引法, 利用攻击时间误差设计出攻击时间控制导引律, 从而使导弹同时实现攻击时间和攻击角度控制。仿真结果表明, 所提出的导引律在不同条件下均能有效实现攻击时间和攻击角度控制, 与现有文献相比, 最大过载减少约43%, 需用控制总能量减少约46%。 相似文献
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针对反舰导弹同时到达实施饱和攻击的战术要求,首先基于控制导弹发射顺序和发射间隔时间的思路,在考虑海洋环境因素对导弹速度影响的条件下,提出了反舰导弹同时临空打击单舰和编队目标的临空时间协同方法;然后,基于通过航路规划控制导弹的飞行航程的思路,建立了航路对称计算模型和动态椭圆计算模型,提出了通过规划航程相等的航路实现导弹同时临空的控制方法,仿真结果表明:该方法可实现齐射的导弹以不同的飞行航路同时到达目标,解决了反舰攻击时发射平台须较长时间保持阵位的问题,提高了导弹攻击和兵力行动的效率。 相似文献
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本文研究了空-空导弹攻击在综合火力/飞行控制(IFFC)中的火力控制算法问题。提出利用导弹发射包线(MLE)数据来计算瞄准偏差和通过反向插值方法求解允许发射误差(ASE)的新方法。该算法实现了导弹攻击在飞行过程中的动态优化,并解决了正向计算ASE的困难。最后,将以上火力控制算法联入整个IFFC系统中进行了数字仿真。仿真结果表明,该火力控制算法可满足IFFC系统的需要。 相似文献
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基于ADAMS的导弹级间分离动力学仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
利用ADAMS软件对两级套接式导弹进行动力学仿真,解决了导弹飞行过租中气动力在ADAMS中如何表达的问题;计算了套接形式下两级弹体的级间作用力;通过仿真,确定两级弹体分离迅速、平稳,并且将仿真结果与弹道动力学解算结果相比较,验证了ADAMS动力学仿真所得结果的正确性。 相似文献
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针对考虑导弹气动力的时间角度控制制导问题,设计了一种基于深度学习的时间角度控制制导律;设计预测模块对考虑气动力的飞行器剩余飞行时间进行预测,预测模块引入前馈环节融合深度学习方法与理论模型,使用理论模型估计剩余飞行时间,使用深度神经网络估计理论模型的预测误差,提高剩余飞行时间预测精度;将精确剩余飞行时间引入时间角度控制制导律,使飞行时间误差收敛至零附近,最终实现飞行时间和攻击角度的共同控制。通过仿真试验验证了所设计的制导方法能够实现时间角度控制,相对于基于常值速度假设提出的制导律具有更好的制导性能。 相似文献
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本文介绍应用Ada语言开发以VAX机实时仿真反坦克导弹弹体运动,并与导弹的数字控制器实时通讯,进行反坦克导弹半实物仿真的软件研究情况。特别叙述了用Ada实现并发过程及仿真软件与实际装置之间的同步和信息传递方面的实用技术。 相似文献
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导弹协同作战编队飞行控制系统研究 总被引:2,自引:0,他引:2
提出了具有3个回路的导弹协同作战编队飞行控制系统,分别对3个回路进行设计分析,并重点分析导弹的四维制导控制外回路和编队控制回路。面向具有过载自动驾驶仪内回路的增广飞控系统,设计了基于总能量控制理论的高度/速度解耦控制器,能够实现导弹制导控制外回路的高度/速度解耦。基于导弹编队队形的位置偏差关系设计了导弹编队控制器,最后综合3个回路构成了导弹编队飞行控制系统。仿真结果表明,各回路以及导弹编队控制系统具有很好的控制性能,能够快速、稳定地完成导弹编队的队形调整动作,进而实现任务规划系统对导弹编队提出的作战任务。 相似文献
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为了获取试验弹的飞行姿态,以便为进一步的弹体飞行动力学分析及制导系统的效能评估提供依据,提出了一种基于独立成分分析(independent component analysis,ICA)的滚转弹飞行姿态获取方法。该算法使用一个双轴角速率陀螺构成滚转弹飞行姿态遥测系统,利用ICA算法对遥测数据进行处理,从而重构弹体飞行姿态。通过构造一个特殊的虚拟观测变量,即可借助于ICA算法将测量信号由弹体坐标系变换至准弹体坐标系,去除由于弹体滚转引入的信号调制效应,最终解算出滚转弹的姿态信息。仿真计算结果验证了算法的有效性。 相似文献
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龚汉兵 《系统工程与电子技术》1992,(9)
本文提出了导弹速率捷联姿态控制系统三通道仿真试验中不需要三轴模拟飞行转台参与的试验方法,论述了试验原理、试验编排程序和试验步骤。举出了某战术地地导弹速率捷联姿态控制系统仿真试验实例及其飞行试验结果来说明试验原理的正确性、方法的可行性和适用性。研究表明:导弹速率捷联姿态控制系统三通道仿真试验,按本文提出的方法实施,可以简化试验程序,节省试验周期和经费,提高试验效率,获得满意的试验结果。 相似文献
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基于摄动制导的弹道导弹发射诸元的仿真算法 总被引:8,自引:0,他引:8
实现了一种基于摄动制导的弹道导弹的发射诸元算法。给定发射点与瞄准点的地理位置,通过一种迭代方法求解发射方位角和标准关机时间,并以此确定自发射点到瞄准点的标准弹道。采用求差法解算摄动制导的关机方程与导引方程系数。最后给出诸元计算软件流程图。将该软件应用于某导弹六自由度飞行仿真系统的发射诸元计算,论证了该算法的可行性。 相似文献