一种能实现超前偏置的比例导引律

文中提出了一种能实现超前偏置的比例导引律,运动学分析和动力学仿真的结果表明:采用此种比例导引律后,能提高红外寻的导弹的命中精度.与根据最优理论获得的导引律相比,实施比较方便,只需在导弹的发射架(简)上安装一陀螺即可,无需计算导弹的剩余飞行时间.

超前偏置导引律的探讨

本文研究的红外寻制导的超前偏置比例导引律.是一种修正的比例导引律.红外导制导只能敏感地探测跟踪目标的热源辐射中心——尾焰中心,因此,即使能理想地直接命中目标,也只不过是命中尾焰中心.尾焰中心离目标质心有一段距离h.为了有效地杀伤目标,提高命中率,本文探讨了用适当改变导航比的方法,使命中点前移一段距离.达到击毁目标要害部位的目的. 考虑控制系统实现问题**.本文以不同参考线为基准,导出了平面超前偏置导引律的精确表达式,并经简化,求得只包含可测参数q和φ的简化导引律.经过大量数字仿真,证明简化导引律和精确导引律均能达到预期目的.相差甚微.这就为超前偏置控制方案的实现提供了条件和依据.

超前偏置比例导引律及其实现方法

红外寻制导的导弹只能探测跟踪目标(飞机)的热辐射中心,即发动机尾喷流中心。它离飞机质心有一段距离h,为了有效地杀伤目标,提高杀伤概率,必须使命中点前移一段距离h,为此我们对此进行了研究。本文导出了空间飞行时实现超前偏置的相对运动方程和导引律,并提出简化导引律方案,探讨了控制系统实现的方法。

空对空导弹发射允许误差分析

着重研究空对空导弹攻击静止或者活动目标对发射允许误差,导弹相对运动和导引运动方程组。在给定导弹运动参数和导弹终端条件的情况下,得到发射(?)导弹到目标的距离与导弹适度前(?)这间的关系式,进而求出导弹发射最大允许误差。

滑离参数的解析解

在假定推力-时间关系P=f(t)为两段成线性变化规律的已知函数情况下,求得考虑重量变化、推力偏心、摩擦力等因素的离轨参数的解析解,包括离轨速度和离轨时间。计算结果表明,和应用不忽略任何微量因素的微分方程进行数值积分所得结果十分相近。

射入段仿真数模与散布分析

本文导出了考虑飞行器质心偏移(质量偏心、质心相对壳体有速度和加速度)、推力线偏斜和水平风等因素的射入段弹道数学仿真模型,并以算例计算分析了上述因素的极限误差对散布的影响。结果表明,与实测飞行试验数据相当吻合,证明该数模是有效的。

前向偏移导引律及其实现方案研究

红外寻制导的导弹只能探测跟踪目标（飞机）的热辐射中心，即发动机尾喷流中心。为了提高作战效能，必须使命中点前移至目标要害部位。为此，本文导出了空间飞行时实现前向偏移的相对运动方程和导引律，并提出了简化方案，探讨了控制系统实现的方法。

弹性发射装置的动态响应

将弹一架系统作为研究对象,考虑发射装置上开机构的阻尼、弹性变形和泥土弹性的影响,用动支反力表达运动方程式,导出了振动方程,可以求得响应关系。这为发射装置设计提供了依据,为飞行器的发射散布计算提供了初始数据,也可供车载飞行器的发射动力学的研究作参考。

红外导引头防空导弹剩余时间估算方法

探讨了红外导引头测得的热源信号峰值电压与导弹至目标之间距离、导弹剩余时间与热源信号峰值电压之间的关系。提出了两种估算导弹剩余时间的方法,并应用某型导弹的两条典型弹道进行了计算,给出了计算结果,做了初步精度分析。

车载飞行器发射动力学分析

建立了车载飞行器发射动力学方程，并推出了静态和动态支反力、摩擦力和弹性变形的计算公式。本文将弹（飞行器）—架（发射装置）—车（运载器）现作一整体系统，研究弹在推力、重力、文反力、摩擦力和车、架弹性振动作用下的运动情况，确定了静变形方程，为发射装置设计和架、车振动对飞行器离轨参数的影响提供了理论方法，井可为发控飞行器作参考。