【摘要】：為了達到近旁飛越觀察目標的目的,提出了偏置導引的研究需求,根據(jù)不同的指標要求控制動能攔截器與目標之間的最小距離,來觀測目標外部結構、故障情況及運動狀態(tài)。本文針對偏置導引末制導問題,完成了如下幾方面工作:首先,分析了偏置導引末制導過程,將偏置導引末制導分為比例導引段,偏置導引段以及盲區(qū)段。偏置導引開始后根據(jù)測距方法又將偏置導引段分為被動測距段和高精度測距段。提出了偏置導引的控制指標,并在連續(xù)過載下基于比例導引設計了偏置導引律。在彈-目相對速度近似不變的條件下給出偏置導引末制導線性模型。根據(jù)偏置導引末制導后期丟失目標的特性,將伴隨方法擴展到可研究原系統(tǒng)輸入對任意時間輸出的影響。建立了偏置導引末制導伴隨系統(tǒng)模型,求解出了偏置距離關于剩余飛行時間的解析解。其次,分析了偏置導引末制導過程的需用過載。給出了被動測距誤差界限的線性擬合形式,將被動測距誤差引入到了伴隨系統(tǒng)中,分析了測距誤差對偏置精度的影響。在測距誤差條件下,考慮過載限制給出了偏置導引交班條件包括高精度測距條件即激光測距儀測距范圍和啟始偏置條件。最后,針對末制導系統(tǒng)中噪聲輸入進行了分析,給出了伴隨方法下隨機過程的表達,建立了隨機輸入下的偏置導引末制導伴隨系統(tǒng)模型,仿真分析了視線轉(zhuǎn)率測量噪聲和測距噪聲對偏置精度的影響。
【學位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：TJ765.3
【圖文】：

1 個火箭發(fā)動機，4 個主要轉(zhuǎn)向噴管和 6 個姿控噴管，其上的電子控制系統(tǒng)和軟件通過上下調(diào)節(jié)燃燒壓力而主動的控制固體推進劑氣體發(fā)生器的推力水平，以適用于大推力或慣性飛行，TDACS 的調(diào)節(jié)能力等同于機動性，TDACS 有能力動態(tài)地改變其推力和操作時間，從而使 SM-3 Block IIA 能以高精度攔截來襲的彈道導彈。圖 1-2 為 SM-3 型攔截導彈的結構示意圖。

1 個火箭發(fā)動機，4 個主要轉(zhuǎn)向噴管和 6 個姿控噴管，其上的電子控制系統(tǒng)和軟件通過上下調(diào)節(jié)燃燒壓力而主動的控制固體推進劑氣體發(fā)生器的推力水平，以適用于大推力或慣性飛行，TDACS 的調(diào)節(jié)能力等同于機動性，TDACS 有能力動態(tài)地改變其推力和操作時間，從而使 SM-3 Block IIA 能以高精度攔截來襲的彈道導彈。圖 1-2 為 SM-3 型攔截導彈的結構示意圖。

【參考文獻】

相關期刊論文 前4條

1 章虹虹;姜杰;;偏置比例導引律在大氣層外攔截器末制導中的應用[J];航天控制;2008年05期

2 周衛(wèi)文;梁曉庚;賈曉洪;;自尋的導彈末制導系統(tǒng)仿真分析方法研究[J];計算機仿真;2012年08期

3 王靜;;動能攔截彈技術發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢[J];現(xiàn)代防御技術;2008年04期

4 湯善同;微分對策制導規(guī)律與改進的比例導引制導規(guī)律性能比較[J];宇航學報;2002年06期

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1 李廣華;近旁飛越航天器末制導方法研究[D];國防科學技術大學;2011年

本文編號：2761198