【摘要】：導引系統(tǒng)與控制系統(tǒng)是導彈的核心部分,是實現(xiàn)導彈精確打擊的關鍵。隨著攻擊目標運動性能的提高,傳統(tǒng)的制導控制設計方法已經(jīng)不能滿足制導性能,需要考慮新的導引與控制方法以提高導彈的整體性能。本文以末制導段尋的導彈打擊機動目標為研究背景,基于滑模變結構理論,研究了針對大氣層中高速機動目標的導引律,同時結合自適應反演設計思想研究了將導引與控制合二為一的一體化設計方法。具體研究內(nèi)容如下:1.建立了彈目相對運動模型和導引與控制一體化方程�；趯椏臻g運動方程組推導了導彈的控制系統(tǒng)模型,分析彈目相對運動關系求得了制導模型。由此將控制系統(tǒng)模型與制導模型綜合到一起建立了導彈三通道獨立的導引與控制一體化模型,把各通道間的耦合項看成未知有界量。2.基于推導的制導表達式,將導彈自動駕駛儀的動態(tài)特性以二階動態(tài)環(huán)節(jié)加入到制導模型中,研究了加入自動駕駛儀二階動態(tài)環(huán)節(jié)的新模型。同時考慮到末制導時間有限,根據(jù)滑�？刂评碚撗芯苛撕凶詣玉{駛儀二階動態(tài)特性的有限時間收斂的滑模導引律。為了削弱滑�？刂茖χ茖到y(tǒng)造成的抖振,采用連續(xù)的雙曲正切函數(shù)改進了導引律,通過與經(jīng)典的比例導引律進行仿真對比證明了設計的導引律的優(yōu)越性。3.基于推導的三通道獨立的一體化數(shù)學表達式,根據(jù)滑模變結構理論和自適應反演設計思想分別設計了導彈在三個通道的一體化控制律。為了削弱滑�？刂茖σ惑w化控制系統(tǒng)造成的抖振,仍選用連續(xù)的雙曲正切函數(shù)改進原設計中的一體化控制律。仿真表明設計的一體化算法在參數(shù)攝動時具有良好的魯棒性與穩(wěn)定性,與傳統(tǒng)的獨立設計方法對比也顯現(xiàn)了一體化算法的優(yōu)勢。4.在已得出的一體化模型中研究了帶攻擊角約束的一體化問題。通過將對攻擊角度的約束巧妙轉(zhuǎn)換為對視線角的約束,建立了有攻擊角約束的三通道獨立的一體化模型,采用先前的一體化控制律研究思路設計了帶攻擊角約束的一體化算法。數(shù)值仿真驗證了該一體化算法的有效性與可行性。
【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】：2018
【分類號】：TJ765
【圖文】：

圖 3-1 雙曲正切函數(shù) y tanh( x)曲線圖表達式為2 31 2 32 2 32 23 12 32 33 2322 6 243 1224 tanhnnMqnpM R R RC C C qR R RC C R RC C aR R RC C R SC a KSR R ，仿真中 0.1。內(nèi)攔截，為了真實展現(xiàn)軌控發(fā)動機和姿控發(fā)得足夠小，彈上計算機采樣周期要遠大于仿又要避免計算負擔過重。故在仿真中設置當

比例導引律的表達式為u KRq(3-24)K 為比例系數(shù)，通常取值為 2~6[7]，這里選取 K 為 4。用 ADFTCG 表示所設計的考慮自動駕駛儀動態(tài)特性的有限時間導引律，PNG表示比例導引律。關于導彈不機動、在俯仰通道和偏航通道做 20m/s2的常值機動及在俯仰通道和偏航通道做250sin(2 /0.5)m/sTa t的正弦機動的脫靶量結果如表3-2 所示。因為導彈在俯仰通道和偏航通道的視線角速率及加速度指令仿真圖相近，在仿真結果中只列出俯仰通道的平面曲線圖。表 3-2 三種機動情形下的脫靶量機動情況 ADFTCG 脫靶量（m） PNG 脫靶量（m）不機動 0.1109 0.7704常值機動 0.3841 1.0773正弦機動 0.5211 1.1801情形一：目標不做機動如圖 3-2 至與圖 3-3 是目標不做常值機動時的仿真結果。

3-2 b)可以看到 ADFTCG 方法下的加速度指令可以比 PNG 方法下的加速度指令更迅速地響應目標的機動，這是因為 PNG 方法中沒有加入自動駕駛儀的動態(tài)環(huán)節(jié)，所以會有一些延遲性。由圖 3-3 可以看到兩種方法的導彈攔截目標的運動軌跡，ADFTCG 方法相對于 PNG 方法下的運動軌跡要更平滑一些。情形二：目標做 20m/s2的常值機動如圖 3-4 與圖 3-5 是目標做常值機動時的仿真結果。a) 視線角變化率曲線圖 b) 過載加速度指令曲線圖圖 3-4 情形二的仿真結果

【參考文獻】

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1 張旭;雷虎民;董飛W

本文編號：2766068