發(fā)布時(shí)間：2021-04-24 01:50

　　隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，空中威脅目標(biāo)的性能在不斷提高，而空空導(dǎo)彈作為奪取制空權(quán)的重要武器，其性能的高低成為了決定空戰(zhàn)勝負(fù)的重要因素。尤其是遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈需要具備多任務(wù)、全天候、全向攻擊的超視距精確打擊能力。其中制導(dǎo)控制系統(tǒng)作為導(dǎo)彈的核心組成部分，則決定了其制導(dǎo)精度和機(jī)動(dòng)性能。本文將對遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈復(fù)合制導(dǎo)體制下的中制導(dǎo)和末制導(dǎo)進(jìn)行深入研究，并開展多輸入多輸出系統(tǒng)的解耦控制律研究。首先，建立了以載機(jī)起飛點(diǎn)為原點(diǎn)的北天東坐標(biāo)系下的遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈六自由度模型。根據(jù)導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)尺寸和總體參數(shù)，通過氣動(dòng)工程估算方法計(jì)算了導(dǎo)彈在飛行過程中的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。最后對導(dǎo)彈的動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了仿真分析，結(jié)果驗(yàn)證了所估算的氣動(dòng)參數(shù)的合理性。其次，本文研究了遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈中制導(dǎo)律設(shè)計(jì)問題。中制導(dǎo)律設(shè)計(jì)的好壞直接影響到導(dǎo)彈在末制導(dǎo)階段的機(jī)動(dòng)性。因此，首先通過估計(jì)剩余飛行時(shí)間來預(yù)測中末交班點(diǎn)，同時(shí)給出中末交班點(diǎn)處的約束角公式。然后根據(jù)導(dǎo)彈在中末交班點(diǎn)需要滿足的條件：末速度最大和終端角約束，采用優(yōu)化理論分別設(shè)計(jì)了最優(yōu)比例修正中制導(dǎo)律和基于自適應(yīng)偽譜法的中制導(dǎo)律。對比仿真表明所設(shè)計(jì)的中制導(dǎo)律滿足中末交班點(diǎn)的速度和角度要求，并且中制... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：108 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第1章 緒論
    1.1 課題背景及研究目的和意義
    1.2 遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈發(fā)展與現(xiàn)狀
        1.2.1 美國遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈發(fā)展概況
        1.2.2 俄羅斯遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈發(fā)展概況
        1.2.3 歐洲遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈發(fā)展概況
    1.3 遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈制導(dǎo)律研究現(xiàn)狀
        1.3.1 遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈中制導(dǎo)律研究現(xiàn)狀
        1.3.2 空空導(dǎo)彈末制導(dǎo)研究現(xiàn)狀
    1.4 空空導(dǎo)彈姿態(tài)控制律研究現(xiàn)狀
    1.5 論文主要研究內(nèi)容和結(jié)構(gòu)
第2章 遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)特性分析
    2.1 空空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)及參數(shù)
    2.2 空空導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)模型
        2.2.1 質(zhì)心運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
        2.2.2 繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程
    2.3 氣動(dòng)力系數(shù)估算
        2.3.1 法向力系數(shù)
        2.3.2 阻力系數(shù)
        2.3.3 估算結(jié)果
    2.4 氣動(dòng)力矩系數(shù)計(jì)算
        2.4.1 氣動(dòng)力矩靜導(dǎo)數(shù)
        2.4.2 氣動(dòng)力矩動(dòng)導(dǎo)數(shù)
        2.4.3 估算結(jié)果
    2.5 空空導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)分析
        2.5.1 彈道特性分析
        2.5.2 姿態(tài)耦合影響分析
    2.6 本章小結(jié)
第3章 遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈中制導(dǎo)律研究
    3.1 中末交班點(diǎn)預(yù)測
    3.2 最優(yōu)比例修正中制導(dǎo)律
        3.2.1 比例導(dǎo)引律
        3.2.2 最優(yōu)中制導(dǎo)律
    3.3 基于自適應(yīng)偽譜法的中制導(dǎo)律
        3.3.1 自適應(yīng)偽譜法的基本原理
        3.3.2 中制導(dǎo)律設(shè)計(jì)
    3.4 中制導(dǎo)律仿真分析
        3.4.1 最優(yōu)比例修正中制導(dǎo)律仿真
        3.4.2 自適應(yīng)偽譜法中制導(dǎo)仿真
        3.4.3 制導(dǎo)方法的比較
    3.5 本章小結(jié)
第4章 基于運(yùn)動(dòng)偽裝理論的末制導(dǎo)律
    4.1 運(yùn)動(dòng)偽裝理論
    4.2 基于運(yùn)動(dòng)偽裝理論的制導(dǎo)律
        4.2.1 基于攔截模型的運(yùn)動(dòng)偽裝理論
        4.2.2 運(yùn)動(dòng)偽裝反饋制導(dǎo)指令
        4.2.3 運(yùn)動(dòng)偽裝制導(dǎo)律
    4.3 仿真分析
        4.3.1 不同制導(dǎo)系數(shù)仿真對比
        4.3.2 MCPG與PPN仿真對比
    4.4 本章小結(jié)
第5章 多輸入多輸出控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
    5.1 自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆控制器
        5.1.1 姿態(tài)控制模型
        5.1.2 動(dòng)態(tài)逆方法初步
        5.1.3 自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆控制器設(shè)計(jì)
    5.2 基于LPV系統(tǒng)的變增益魯棒控制
        5.2.1 LPV模型的多胞形表示
        5.2.2 魯棒H∞控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
    5.3 姿態(tài)控制方案仿真分析
        5.3.1 自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆仿真
        5.3.2 LPV變增益控制仿真
        5.3.3 兩種控制律比較
    5.4 六自由度聯(lián)合仿真
    5.5 本章小結(jié)
結(jié)論
參考文獻(xiàn)
攻讀學(xué)位期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文
致謝


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]國外空空導(dǎo)彈發(fā)展動(dòng)態(tài)研究[J]. 任淼,王秀萍.  航空兵器. 2013(05)
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[5]天空打擊300公里 俄羅斯超遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈可打預(yù)警機(jī)[J]. 徐偉安.  國際展望. 2004(08)
[6]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]. 湯善同.  宇航學(xué)報(bào). 2002(06)

博士論文
[1]臨近空間高超聲速飛行器魯棒變增益控制[D]. 葛東明.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2011
[2]LPV系統(tǒng)魯棒變增益控制研究及其應(yīng)用[D]. 李文強(qiáng).國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2009



本文編號(hào)：3156447