【摘要】：論文以衛(wèi)星制導(dǎo)火箭彈為背景,以研究其制導(dǎo)控制過程中的關(guān)鍵技術(shù)為主要內(nèi)容,開展彈道仿真、自駕儀設(shè)計(jì)以及制導(dǎo)律對(duì)比分析的研究,研究結(jié)果為為我國衛(wèi)星制導(dǎo)火箭彈的多元化發(fā)展提供了理論依據(jù)。通過分析彈體上的力和力矩,建立了彈體六自由度動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型;并選擇合適的環(huán)境模型,建立了GPS接收器數(shù)據(jù)與地面坐標(biāo)系的聯(lián)系,并開展了GPS制導(dǎo)的火箭彈彈道仿真。對(duì)比分析了比例導(dǎo)引和速度追蹤兩種制導(dǎo)律,分別引入初始方向誤差、導(dǎo)引頭零位誤差,比較研究了兩種制導(dǎo)律對(duì)地攻擊時(shí)的制導(dǎo)性能。分析根據(jù)是否考慮過載駕駛儀動(dòng)力學(xué)進(jìn)行,并把速度矢量駕駛儀簡化為帶有過載駕駛儀動(dòng)力學(xué)的閉環(huán)回路。研究結(jié)果顯示,初始方向誤差對(duì)比例導(dǎo)引影響小,對(duì)速度追蹤影響較大;比例導(dǎo)引在有效導(dǎo)航系數(shù)N≥3時(shí)可消除導(dǎo)引頭零位誤差影響,而速度追蹤存在常值誤差,不可消除。為進(jìn)一步改善衛(wèi)星制導(dǎo)火箭彈的制導(dǎo)控制性能,設(shè)計(jì)了與制導(dǎo)律匹配的駕駛儀。通過合理假設(shè),建立了彈體線性化運(yùn)動(dòng)方程,并分別采用極點(diǎn)配置方法和解析方法設(shè)計(jì)了兩回路、帶PI校正的兩回路和三回路三種自動(dòng)駕駛儀,結(jié)合氣動(dòng)數(shù)據(jù),仿真得到三種自動(dòng)駕駛儀對(duì)單位階躍輸入的響應(yīng)圖,仿真表明,經(jīng)過一段時(shí)間后,三者的響應(yīng)都能達(dá)到常值并保持穩(wěn)定,最終驗(yàn)證了三者抑制耦合、提高彈體魯棒性的能力,為駕駛儀在衛(wèi)星制導(dǎo)火箭彈上的應(yīng)用提供理論依據(jù)。
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：TJ410.3

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2695896