【摘要】：為了應對彈道導彈的威脅,美俄等軍事強國先后加強了對導彈防御系統(tǒng)的研究。尤其是美國,已經建立了一套多基、分層導彈防御系統(tǒng),其核心組成部分之一是大氣層外攔截器,而高精度末制導律設計是保證其攔截精度的關鍵技術。傳統(tǒng)的大氣層外飛行器末制導依賴于紅外導引頭,制導律采用比例導引法。然而,隨著捷聯(lián)導引頭的出現(xiàn),成本低、重量輕等一系列優(yōu)勢使其逐漸成為軍事領域的研究熱點。然而捷聯(lián)導引頭只能測量目標的相對視線角,無法直接獲得視線角速率,導致比例導引等傳統(tǒng)制導律無法應用。因此,針對捷聯(lián)導引頭的特點,本論文重點對大氣層外飛行器的捷聯(lián)末制導律進行研究。主要研究內容包括以下幾個方面:首先,給出了論文研究涉及到的相關坐標系定義及其轉換關系,建立了大氣層外飛行器的質心動力學模型和繞質心動力學模型。同時,根據(jù)捷聯(lián)導引頭的工作原理,推導了其測量模型,為后續(xù)的末制導律研究和姿態(tài)控制系統(tǒng)設計等內容提供理論基礎。由于傳統(tǒng)的追蹤制導律、比例導引律等方法是新型捷聯(lián)制導律的理論基礎,首先對經典制導律進行了研究和分析。在此基礎上,結合捷聯(lián)導引頭僅能測量角度信息的特點,提出了適合于大氣層外飛行器應用的捷聯(lián)修正追蹤制導律、捷聯(lián)比例導引律。為提高響應速度,加入非線性環(huán)節(jié),給出兩種非線性捷聯(lián)制導律。針對一種特定的軌控發(fā)動機布局方案,對PWPF推力調制方法進行了研究,最后進行了仿真研究和對比分析�？紤]到基于捷聯(lián)導引頭測量的視線角信息,采用非線性濾波方法可以估計視線角速率信息,進而應用比例導引的方法可實現(xiàn)大氣層外飛行器末制導。因此,首先建立了視線角與視線角速率之間的數(shù)學模型,作為濾波器的量測方程;將視線角速率變化用一階馬爾科夫模型描述,作為濾波器的狀態(tài)方程,基于擴展卡爾曼濾波方法,估計出視線角速率信息。將估計得到的視線角速率與比例導引方法相結合,進行大氣層外飛行器的末制導研究,最后進行了仿真研究。最后,設計了大氣層外飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)。在此基礎上,分別與捷聯(lián)制導律和視線角速率提取兩種末制導方案相結合,進行大氣層外飛行器捷聯(lián)制導六自由度綜合仿真分析,分析影響制導控制精度的各種因素,對比和評估評估各種方法的制導控制精度。
【圖文】：

哈爾濱工業(yè)大學工程碩士學位論文器上的應用奠定基礎。外研究現(xiàn)狀能攔截器(KKV)發(fā)展現(xiàn)狀，反導攔截技術研究及反導系統(tǒng)建設是世界各國都十分關注的方面進行了大量試驗并取得很多成果。其中，在技術方面比較V 直接碰撞殺傷目標[13-19]。 是通過直接撞擊目標將其摧毀的高速飛行器。KKV 利用導引頭，其軌道機動和姿態(tài)控制通過軌控發(fā)動機和姿控發(fā)動機實現(xiàn)。V 成功碰撞目標，要求制導控制系統(tǒng)具有很高的精度。

哈爾濱工業(yè)大學工程碩士學位論文功捕獲目標后實施變軌，直接碰撞目標將其摧毀。這次試驗表明美天基信息發(fā)射攔截彈實施對彈道導彈攔截的能力。地基中段反導方面，2010 年美國導彈防御局進行了兩次地基攔截彈nterceptor, GBI)的飛行攔截試驗，，但分別因為鎖定軟件缺陷導致的“”故障、高頻振動引起的慣性測量單元(Inertial Measurement Unit, IM。此后，美國導彈防御局采取了軟件改進和硬件修復等措施，并于合相關部門重新進行了地基中段防御系統(tǒng)飛行攔截試驗，成功攔截了射的中程彈道導彈靶彈。在實驗中，攔截彈上的三級助推火箭將動預定軌道，隨后動能攔截器飛向目標直接碰撞摧毀靶彈彈頭。
【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】：2015
【分類號】：TJ765.3

【參考文獻】

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