現(xiàn)代空戰(zhàn)環(huán)境錯綜復(fù)雜，空空導(dǎo)彈已經(jīng)成為現(xiàn)代軍事領(lǐng)域中奪取制空權(quán)的關(guān)鍵因素。研究空空導(dǎo)彈越肩發(fā)射，實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈對目標(biāo)的全向攻擊，是目前空空導(dǎo)彈的一個主要研究方向。本文通過滑模變結(jié)構(gòu)控制理論設(shè)計(jì)了導(dǎo)彈越肩發(fā)射轉(zhuǎn)彎段的姿態(tài)控制律。仿真并驗(yàn)證了這種控制律能夠在俯仰平面內(nèi)實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的快速轉(zhuǎn)彎。之后，又對導(dǎo)彈末制導(dǎo)過程做了分析研究。總的內(nèi)容包括：首先，建立導(dǎo)彈飛行過程中的數(shù)學(xué)模型。本文在建模之初，首先分析了建模相關(guān)的坐標(biāo)系、參數(shù)及物理裝置的情況。考慮導(dǎo)彈在俯仰平面內(nèi)轉(zhuǎn)彎，建立了俯仰平面內(nèi)導(dǎo)彈質(zhì)心平動的運(yùn)動學(xué)模型，以及導(dǎo)彈姿態(tài)控制模型。其次，設(shè)計(jì)導(dǎo)彈轉(zhuǎn)彎過程的姿態(tài)控制律。首先利用數(shù)值優(yōu)化算法優(yōu)化出導(dǎo)彈轉(zhuǎn)彎過程中的俯仰角指令。繼而設(shè)計(jì)姿態(tài)控制律，本文簡單介紹了滑模控制理論，并以此為基礎(chǔ)，使用二階滑模twisting算法和super-twisting算法設(shè)計(jì)導(dǎo)彈姿態(tài)控制律。最后，分別對兩種算法設(shè)計(jì)的導(dǎo)彈姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行仿真，分析仿真結(jié)果。仿真結(jié)果表明這兩種控制律都能使導(dǎo)彈穩(wěn)定而快速的完成轉(zhuǎn)彎過程。除此之外，文章還將二階滑模控制與傳統(tǒng)的滑�？刂频幕Ｗ兞孔隽藢Ρ龋Y(jié)果表明使用二階滑�？刂颇軌蛎黠@的減弱系統(tǒng)的振顫... 

【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)】：68 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

前向發(fā)射示意圖

圖 1-2 后向發(fā)射示意圖文主要研究的是前向攻擊的越肩發(fā)射。載機(jī)本身或者友機(jī)發(fā)現(xiàn)位于之后，收集整理目標(biāo)信息，然后向前發(fā)射導(dǎo)彈。在姿態(tài)控制系統(tǒng)的速轉(zhuǎn)彎。一般來說導(dǎo)彈轉(zhuǎn)的姿態(tài)控制，是首先給出一個姿態(tài)控制指個指令的作用下完成迅速轉(zhuǎn)彎的作業(yè)，主要是導(dǎo)彈速度方向朝著目

動機(jī)控制噴氣裝置的噴氣，產(chǎn)生一系列不連續(xù)的反作用力。脈沖發(fā)動機(jī)按照一定的序列分布在單身周圍。圖 1-3 所產(chǎn)生噴氣的小脈沖發(fā)動機(jī)，可以根據(jù)數(shù)量多少來決定其安數(shù)量可以不做具體規(guī)定，只要脈沖發(fā)動機(jī)能夠均勻分布能的直接力即可。脈沖發(fā)動機(jī)安裝和啟動的個數(shù)可以根據(jù)導(dǎo)來選擇。根據(jù)導(dǎo)彈控制這些小發(fā)動機(jī)的啟動和停止，產(chǎn)生，即姿態(tài)控制力矩。這些小發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的直接力，除去完姿態(tài)控制外，還可以快速的建立攻角和側(cè)滑角，控制導(dǎo)彈于傳統(tǒng)的氣動力控制。

【參考文獻(xiàn)】：
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本文編號：3466654