【摘要】：本文以小型無人機(jī)載制導(dǎo)炸彈研制需求為背景,緊密結(jié)合國內(nèi)外小型無人機(jī)載制導(dǎo)炸彈最優(yōu)軌跡與精確制導(dǎo)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢,深入研究了小型無人機(jī)載制導(dǎo)炸彈的最優(yōu)軌跡、近似最優(yōu)滑翔制導(dǎo)方法、具有導(dǎo)引頭視場角約束和落角等約束的多約束最優(yōu)制導(dǎo)律、全捷聯(lián)導(dǎo)引頭精確制導(dǎo)技術(shù)等核心問題,研究結(jié)果可為我國小型無人機(jī)載制導(dǎo)炸彈的改進(jìn)和新型號研制提供理論依據(jù)和技術(shù)基礎(chǔ)。針對小型無人機(jī)載制導(dǎo)炸彈最優(yōu)彈道設(shè)計(jì)問題,建立了制導(dǎo)炸彈彈道優(yōu)化的數(shù)學(xué)模型并給出了相應(yīng)的約束條件及最優(yōu)解的一階必要條件;利用hp-Radau偽譜法得到了低速小型制導(dǎo)炸彈、大升阻比滑翔制導(dǎo)炸彈、小型高空超音速制導(dǎo)炸彈的最優(yōu)彈道,結(jié)合最優(yōu)軌跡特點(diǎn)和彈道任務(wù),給出了相應(yīng)的最優(yōu)彈道方案。針對最優(yōu)軌跡工程實(shí)現(xiàn)問題,提出了一種最優(yōu)軌跡跟蹤的非線性跟蹤制導(dǎo)方法并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。針對小型大升阻比遠(yuǎn)程滑翔制導(dǎo)炸彈最優(yōu)滑翔問題,利用平衡滑翔條件,推導(dǎo)了平衡滑翔下彈道參數(shù)之間的關(guān)系表達(dá)式,得到了常升阻比下平衡滑翔的彈道解析解,證明了升阻最大時(shí)滑翔距離最遠(yuǎn),給出了基于能量高度的滑翔距離估計(jì)方法。利用氣動參數(shù)不隨馬赫數(shù)變化的假設(shè),將常升阻比滑翔等價(jià)為等動壓滑翔,并推導(dǎo)了等動壓滑翔彈道參數(shù)關(guān)系式,得到了滑翔動壓與升阻比之間的表達(dá)式,提出了將最大升阻比飛行轉(zhuǎn)換為保持最大升阻比動壓飛行的制導(dǎo)方法,并給出了最大升阻比動壓曲線的計(jì)算方法,利用等動壓滑翔下彈道傾角與動壓之間的關(guān)系式,提出利用彈道傾角間接控制滑翔動壓的方法。仿真結(jié)果表明,近似最優(yōu)滑翔制導(dǎo)方法得到的滑翔彈道與最優(yōu)彈道十分接近,誤差小于5%。針對滑翔彈道中末制導(dǎo)交接點(diǎn)的設(shè)計(jì)問題,提出了末制導(dǎo)最小機(jī)動彈道和初始過載連續(xù)彈道機(jī)動點(diǎn)的在線自適應(yīng)計(jì)算方法并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證,該方法可以根據(jù)飛行狀態(tài)和末端約束條件在線計(jì)算中末交接點(diǎn)位置。針對采用大落角制導(dǎo)律時(shí)易出現(xiàn)導(dǎo)引頭跟蹤誤差角大于其視場角而丟失目標(biāo)的問題,推導(dǎo)了導(dǎo)引頭跟蹤誤差角的收斂條件,在此基礎(chǔ)上給出了兩種考慮導(dǎo)引頭視場角約束和落角約束的制導(dǎo)策略�；谛〗羌僭O(shè),建立了導(dǎo)引頭跟蹤誤差角的狀態(tài)方程,以剩余飛行時(shí)間的冪函數(shù)為目標(biāo)函數(shù)的權(quán)函數(shù),利用含狀態(tài)約束的最優(yōu)控制問題求解方法,得到了含導(dǎo)引頭視場角約束和末端位置、角度、過載約束的多約束最優(yōu)制導(dǎo)律。利用彈目運(yùn)動關(guān)系方程,推導(dǎo)了采用單一彈道成型制導(dǎo)律時(shí)導(dǎo)引頭跟蹤誤差角的解析表達(dá)式,給出了一種基于彈道成型制導(dǎo)律的滿足導(dǎo)引頭視場角約束和落角約束的制導(dǎo)方法并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。針對全捷聯(lián)導(dǎo)引頭工程應(yīng)用問題,推導(dǎo)了視線角解耦算法,建立了視線角速度估計(jì)模型,提出基于強(qiáng)跟蹤容積卡爾曼濾波(STFCKF)的視線角速度估計(jì)方法,典型條件下蒙特卡洛打靶法結(jié)果表明,該算法可以滿足小型制導(dǎo)炸彈命中精度要求;分析了捷聯(lián)導(dǎo)引制導(dǎo)信號延時(shí)產(chǎn)生隔離度的原因及隔離度大小,提出了在制導(dǎo)信號數(shù)據(jù)幀中增加時(shí)間標(biāo)記的方法,使主控機(jī)可以利用同一時(shí)刻導(dǎo)引頭信號和慣導(dǎo)信號,從而消除信號延時(shí)產(chǎn)生的隔離度并進(jìn)行了數(shù)學(xué)仿真和半實(shí)物仿真驗(yàn)證;建立了導(dǎo)引頭捕獲域模型,基于彈道傾角不變假設(shè),得到了導(dǎo)引頭捕獲域的解析表達(dá)式并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：TJ414;V279
【圖文】：

（a）GBU-39/B (b) GBU-53/B圖 1.1 SDB 制導(dǎo)炸彈2）“手術(shù)刀”（SCALPEL）制導(dǎo)炸彈“手術(shù)刀”制導(dǎo)炸彈重 45.5kg，長 1.9m，彈徑 0.1m。是由美國洛克希德 馬丁公司導(dǎo)彈與火控系統(tǒng)分部在寶石路-II 增強(qiáng)型激光制導(dǎo)訓(xùn)練彈（E-LGTR）基礎(chǔ)上研制的小型激光制導(dǎo)炸彈，用以解決無人機(jī)在臨近的空中支援和城市作戰(zhàn)中減小附帶損傷的需求。該制導(dǎo)炸彈采用半主動激光制導(dǎo)，在導(dǎo)引頭上增加了線性搜索器，將制導(dǎo)炸彈的命中精度提高至 2m（CEP），用于打擊地面固定或慢速移動目標(biāo)，2007 年開始研制，2008 年 6 月完成了首次投放試驗(yàn)，2010 年，美國海軍開始訂購“手術(shù)刀”制導(dǎo)炸彈，其可掛載于美國海軍 AV-8B、F／A-18 等有人駕駛戰(zhàn)機(jī)及美國海軍“捕食者”C等大中型無人機(jī)。

北京理工大學(xué)博士學(xué)位論文和改進(jìn)型(GBU-44/E)，均采用半主動激光導(dǎo)引頭、碰炸型高爆戰(zhàn)斗部，命中精度CEP<1m，可用于打擊地面固定或慢速移動目標(biāo)（<40km/h）。改進(jìn)型(GBU-44/E)增加了 GPS /INS 制導(dǎo)系統(tǒng)，具有 360°全向攻擊能力，最大射程達(dá)到 10 km 以上。此外該制導(dǎo)炸彈還具有自毀功能，避免了城市作戰(zhàn)中留下未爆彈[9]。圖 1.3 給出了蝰蛇打擊制導(dǎo)炸彈外型及組成示意圖，圖 1.4 給出蝰蛇打擊作戰(zhàn)示意圖。該制導(dǎo)炸彈 2002 年開始研制，2004 年完成基本型實(shí)彈靶試，2007 年首次用于實(shí)戰(zhàn)，2008 年完成改進(jìn)型制投放試驗(yàn)，目前改進(jìn)型(GBU-44/E)已裝備部隊(duì)。

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本文編號：2714996