航空航天技術(shù)是影響國家和民族生存發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)，同時也是決定國家戰(zhàn)略地位的重要因素。二十一世紀(jì)以來，我國的航空航天技術(shù)進(jìn)入了新的發(fā)展階段，對導(dǎo)航制導(dǎo)技術(shù)的要求越來越高，傳統(tǒng)的古典和現(xiàn)代制導(dǎo)律已經(jīng)不能適應(yīng)日益復(fù)雜的攔截要求了。當(dāng)目標(biāo)進(jìn)行高速機(jī)動運動時，傳統(tǒng)制導(dǎo)律設(shè)計由于只考慮制導(dǎo)回路，忽略了控制回路對制導(dǎo)性能的影響，因此制導(dǎo)效果顯著下降，甚至?xí)䦟?dǎo)致攔截失��；而當(dāng)目標(biāo)進(jìn)行高超聲速運動時，傳統(tǒng)的制導(dǎo)方式存在攔截速度無法達(dá)到、攔截窗口小的難題。因此，研究新型的、適宜發(fā)展要求的導(dǎo)引律成為當(dāng)前迫在眉睫的關(guān)鍵任務(wù)。本文在深入研究空間攔截末制導(dǎo)律的發(fā)展現(xiàn)狀的前提下，探討了末制導(dǎo)律的發(fā)展趨勢，并取得了如下研究成果：（1）本文提出了一種考慮自動駕駛儀動態(tài)特性的新型制導(dǎo)律。傳統(tǒng)的導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計中制導(dǎo)和控制分開設(shè)計，制導(dǎo)律是在完全忽略控制回路影響的情況下設(shè)計的，隨著制導(dǎo)精度要求的提高，不考慮控制回路（主要是自動駕駛儀）影響的制導(dǎo)律已經(jīng)無法滿足高精度的要求。本文首先建立了考慮自動駕駛儀一階動態(tài)特性的相對運動方程組，并將其線性化、坐標(biāo)變換為標(biāo)準(zhǔn)形式，然后根據(jù)李亞普諾夫穩(wěn)定性理論，設(shè)計了一種變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律。在目... 

【文章來源】：上海交通大學(xué)上海市 211工程院校 985工程院校 教育部直屬院校

【文章頁數(shù)】：96 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
ABSTRACT
第一章 緒論
    1.1 研究背景及意義
    1.2 末制導(dǎo)律發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢
        1.2.1 古典導(dǎo)引律
        1.2.2 現(xiàn)代導(dǎo)引律
        1.2.3 非線性導(dǎo)引律
        1.2.4 末制導(dǎo)律的發(fā)展趨勢
    1.3 主要創(chuàng)新點及章節(jié)安排
第二章 變結(jié)構(gòu)理論基礎(chǔ)
    2.1 變結(jié)構(gòu)理論綜述
    2.2 變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)的描述及基本問題
        2.2.1 變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)的基本概念
        2.2.2 變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)描述
        2.2.3 變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)的基本特性
    2.3 變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)的設(shè)計
    2.4 變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)的抖振問題
        2.4.1 抖振產(chǎn)生的原因
        2.4.2 削弱抖振的方法
    2.5 本章小結(jié)
第三章 空間攔截數(shù)學(xué)建模
    3.1 導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)綜述
    3.2 常用坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的轉(zhuǎn)換
        3.2.1 空間攔截的坐標(biāo)系定義
        3.2.2 空間攔截的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系
        3.2.3 有關(guān)導(dǎo)彈性能的基本概念
    3.3 考慮自動駕駛儀動態(tài)特性的運動模型
    3.4 前向攔截的運動模型
    3.5 空間攔截三維運動模型
        3.5.1 空間攔截三維建模
        3.5.2 導(dǎo)彈及目標(biāo)質(zhì)心運動
    3.6 本章小結(jié)
第四章 基于零化視線角速率的變結(jié)構(gòu)末制導(dǎo)律
    4.1 平行接近法概述
    4.2 基于平行接近法的變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律設(shè)計
        4.2.1 一般變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律
        4.2.2 自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律
    4.3 仿真及性能分析
        4.3.1 比例導(dǎo)引法
        4.3.2 仿真分析
    4.4 本章小結(jié)
第五章 前向攔截變結(jié)構(gòu)末制導(dǎo)律
    5.1 前向攔截概述
    5.2 前向攔截數(shù)學(xué)分析
    5.3 前向攔截變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律設(shè)計
    5.4 仿真及性能分析
    5.5 本章小結(jié)
第六章 空間攔截可視化仿真平臺
    6.1 基于 MATLAB 導(dǎo)彈攔截仿真程序設(shè)計
    6.2 導(dǎo)彈攔截三維可視化平臺設(shè)計
        6.2.1 三維攔截動畫設(shè)計
        6.2.2 圖形用戶界面設(shè)計
    6.3 導(dǎo)彈攔截效果
    6.4 本章小結(jié)
第七章 總結(jié)與展望
    7.1 全文總結(jié)
    7.2 全文展望
參考文獻(xiàn)
致謝
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附件


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[2]國外高超聲速武器研究概述及展望[J]. 彭彪,張志峰,馬岑睿,文科,宋亞飛.  飛航導(dǎo)彈. 2011(05)
[3]考慮導(dǎo)彈自動駕駛儀動特性的三維非線性導(dǎo)引律[J]. 孫勝,周荻.  宇航學(xué)報. 2009(03)
[4]離散滑模導(dǎo)引律設(shè)計[J]. 孫勝,周荻.  航空學(xué)報. 2008(06)
[5]三維空間攔截的前置追蹤變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律(英文)[J]. 葛連正,沈毅,高云峰,趙立軍.  Chinese Journal of Aeronautics. 2008(03)
[6]基于變結(jié)構(gòu)控制的前向攔截導(dǎo)引方法[J]. 趙振昊,沈毅,劉鶴.  宇航學(xué)報. 2007(04)
[7]滑模變結(jié)構(gòu)控制理論及其算法研究與進(jìn)展[J]. 劉金琨,孫富春.  控制理論與應(yīng)用. 2007(03)
[8]三維理想比例導(dǎo)引律的捕獲區(qū)域分析[J]. 王婷,周軍.  西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報. 2007(01)
[9]滑模變結(jié)構(gòu)控制的抖振問題研究[J]. 鄒偉全,姚錫凡.  組合機(jī)床與自動化加工技術(shù). 2006(01)
[10]電視指令制導(dǎo)空地導(dǎo)彈垂直命中目標(biāo)的末制導(dǎo)系統(tǒng)研究[J]. 曹邦武,姜長生,關(guān)世義,陳謀.  宇航學(xué)報. 2004(04)

碩士論文
[1]攔截大機(jī)動目標(biāo)的制導(dǎo)律研究[D]. 王國杰.中北大學(xué) 2012
[2]空間攔截器變結(jié)構(gòu)末制導(dǎo)律及其穩(wěn)定性研究[D]. 李陽.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2011
[3]導(dǎo)彈攔截末段制導(dǎo)律與復(fù)合控制研究[D]. 康凱.上海交通大學(xué) 2011



本文編號：3584300