【摘要】：為了達(dá)到近旁飛越觀察目標(biāo)的目的,提出了偏置導(dǎo)引的研究需求,根據(jù)不同的指標(biāo)要求控制動能攔截器與目標(biāo)之間的最小距離,來觀測目標(biāo)外部結(jié)構(gòu)、故障情況及運(yùn)動狀態(tài)。本文針對偏置導(dǎo)引末制導(dǎo)問題,完成了如下幾方面工作:首先,分析了偏置導(dǎo)引末制導(dǎo)過程,將偏置導(dǎo)引末制導(dǎo)分為比例導(dǎo)引段,偏置導(dǎo)引段以及盲區(qū)段。偏置導(dǎo)引開始后根據(jù)測距方法又將偏置導(dǎo)引段分為被動測距段和高精度測距段。提出了偏置導(dǎo)引的控制指標(biāo),并在連續(xù)過載下基于比例導(dǎo)引設(shè)計(jì)了偏置導(dǎo)引律。在彈-目相對速度近似不變的條件下給出偏置導(dǎo)引末制導(dǎo)線性模型。根據(jù)偏置導(dǎo)引末制導(dǎo)后期丟失目標(biāo)的特性,將伴隨方法擴(kuò)展到可研究原系統(tǒng)輸入對任意時(shí)間輸出的影響。建立了偏置導(dǎo)引末制導(dǎo)伴隨系統(tǒng)模型,求解出了偏置距離關(guān)于剩余飛行時(shí)間的解析解。其次,分析了偏置導(dǎo)引末制導(dǎo)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(dǎo)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(dǎo)系統(tǒng)中噪聲輸入進(jìn)行了分析,給出了伴隨方法下隨機(jī)過程的表達(dá),建立了隨機(jī)輸入下的偏置導(dǎo)引末制導(dǎo)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(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：TJ765.3
【圖文】：

1 個(gè)火箭發(fā)動機(jī)，4 個(gè)主要轉(zhuǎn)向噴管和 6 個(gè)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(jìn)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(jī)動性，TDACS 有能力動態(tài)地改變其推力和操作時(shí)間，從而使 SM-3 Block IIA 能以高精度攔截來襲的彈道導(dǎo)彈。圖 1-2 為 SM-3 型攔截導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)示意圖。

1 個(gè)火箭發(fā)動機(jī)，4 個(gè)主要轉(zhuǎn)向噴管和 6 個(gè)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(jìn)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(jī)動性，TDACS 有能力動態(tài)地改變其推力和操作時(shí)間，從而使 SM-3 Block IIA 能以高精度攔截來襲的彈道導(dǎo)彈。圖 1-2 為 SM-3 型攔截導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)示意圖。

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前4條

1 章虹虹;姜杰;;偏置比例導(dǎo)引律在大氣層外攔截器末制導(dǎo)中的應(yīng)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(dǎo)彈末制導(dǎo)系統(tǒng)仿真分析方法研究[J];計(jì)算機(jī)仿真;2012年08期

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

4 湯善同;微分對策制導(dǎo)規(guī)律與改進(jìn)的比例導(dǎo)引制導(dǎo)規(guī)律性能比較[J];宇航學(xué)報(bào);2002年06期

相關(guān)碩士學(xué)位論文 前1條

1 李廣華;近旁飛越航天器末制導(dǎo)方法研究[D];國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2011年

本文編號：2761198