寻的导弹末端导引律及导引与控制一体化研究
发布时间：2020-07-22 16:34
【摘要】：导引系统与控制系统是导弹的核心部分,是实现导弹精确打击的关键。随着攻击目标运动性能的提高,传统的制导控制设计方法已经不能满足制导性能,需要考虑新的导引与控制方法以提高导弹的整体性能。本文以末制导段寻的导弹打击机动目标为研究背景,基于滑模变结构理论,研究了针对大气层中高速机动目标的导引律,同时结合自适应反演设计思想研究了将导引与控制合二为一的一体化设计方法。具体研究内容如下:1.建立了弹目相对运动模型和导引与控制一体化方程。基于导弹空间运动方程组推导了导弹的控制系统模型,分析弹目相对运动关系求得了制导模型。由此将控制系统模型与制导模型综合到一起建立了导弹三通道独立的导引与控制一体化模型,把各通道间的耦合项看成未知有界量。2.基于推导的制导表达式,将导弹自动驾驶仪的动态特性以二阶动态环节加入到制导模型中,研究了加入自动驾驶仪二阶动态环节的新模型。同时考虑到末制导时间有限,根据滑模控制理论研究了含有自动驾驶仪二阶动态特性的有限时间收敛的滑模导引律。为了削弱滑模控制对制导系统造成的抖振,采用连续的双曲正切函数改进了导引律,通过与经典的比例导引律进行仿真对比证明了设计的导引律的优越性。3.基于推导的三通道独立的一体化数学表达式,根据滑模变结构理论和自适应反演设计思想分别设计了导弹在三个通道的一体化控制律。为了削弱滑模控制对一体化控制系统造成的抖振,仍选用连续的双曲正切函数改进原设计中的一体化控制律。仿真表明设计的一体化算法在参数摄动时具有良好的鲁棒性与稳定性,与传统的独立设计方法对比也显现了一体化算法的优势。4.在已得出的一体化模型中研究了带攻击角约束的一体化问题。通过将对攻击角度的约束巧妙转换为对视线角的约束,建立了有攻击角约束的三通道独立的一体化模型,采用先前的一体化控制律研究思路设计了带攻击角约束的一体化算法。数值仿真验证了该一体化算法的有效性与可行性。
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：TJ765
【图文】：
图 3-1 双曲正切函数 y tanh( x)曲线图表达式为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。内拦截，为了真实展现轨控发动机和姿控发得足够小，弹上计算机采样周期要远大于仿又要避免计算负担过重。故在仿真中设置当
比例导引律的表达式为u KRq(3-24)K 为比例系数，通常取值为 2~6[7]，这里选取 K 为 4。用 ADFTCG 表示所设计的考虑自动驾驶仪动态特性的有限时间导引律，PNG表示比例导引律。关于导弹不机动、在俯仰通道和偏航通道做 20m/s2的常值机动及在俯仰通道和偏航通道做250sin(2 /0.5)m/sTa t的正弦机动的脱靶量结果如表3-2 所示。因为导弹在俯仰通道和偏航通道的视线角速率及加速度指令仿真图相近，在仿真结果中只列出俯仰通道的平面曲线图。表 3-2 三种机动情形下的脱靶量机动情况 ADFTCG 脱靶量（m） PNG 脱靶量（m）不机动 0.1109 0.7704常值机动 0.3841 1.0773正弦机动 0.5211 1.1801情形一：目标不做机动如图 3-2 至与图 3-3 是目标不做常值机动时的仿真结果。
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响应目标的机动，这是因为 PNG 方法中没有加入自动驾驶仪的动态环节，所以会有一些延迟性。由图 3-3 可以看到两种方法的导弹拦截目标的运动轨迹，ADFTCG 方法相对于 PNG 方法下的运动轨迹要更平滑一些。情形二：目标做 20m/s2的常值机动如图 3-4 与图 3-5 是目标做常值机动时的仿真结果。a) 视线角变化率曲线图 b) 过载加速度指令曲线图图 3-4 情形二的仿真结果
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：TJ765
【图文】：
图 3-1 双曲正切函数 y tanh( x)曲线图表达式为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。内拦截，为了真实展现轨控发动机和姿控发得足够小，弹上计算机采样周期要远大于仿又要避免计算负担过重。故在仿真中设置当
比例导引律的表达式为u KRq(3-24)K 为比例系数，通常取值为 2~6[7]，这里选取 K 为 4。用 ADFTCG 表示所设计的考虑自动驾驶仪动态特性的有限时间导引律，PNG表示比例导引律。关于导弹不机动、在俯仰通道和偏航通道做 20m/s2的常值机动及在俯仰通道和偏航通道做250sin(2 /0.5)m/sTa t的正弦机动的脱靶量结果如表3-2 所示。因为导弹在俯仰通道和偏航通道的视线角速率及加速度指令仿真图相近，在仿真结果中只列出俯仰通道的平面曲线图。表 3-2 三种机动情形下的脱靶量机动情况 ADFTCG 脱靶量（m） PNG 脱靶量（m）不机动 0.1109 0.7704常值机动 0.3841 1.0773正弦机动 0.5211 1.1801情形一：目标不做机动如图 3-2 至与图 3-3 是目标不做常值机动时的仿真结果。
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响应目标的机动，这是因为 PNG 方法中没有加入自动驾驶仪的动态环节，所以会有一些延迟性。由图 3-3 可以看到两种方法的导弹拦截目标的运动轨迹，ADFTCG 方法相对于 PNG 方法下的运动轨迹要更平滑一些。情形二：目标做 20m/s2的常值机动如图 3-4 与图 3-5 是目标做常值机动时的仿真结果。a) 视线角变化率曲线图 b) 过载加速度指令曲线图图 3-4 情形二的仿真结果
【参考文献】
相关期刊论文 前9条
1 张旭;雷虎民;董飞W
本文编号：2766068
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/jingguansheji/2766068.html
