【摘要】：隨著臨近空間飛行器的高速發(fā)展和導(dǎo)彈攔截作戰(zhàn)任務(wù)的要求顯著提高,多飛行器-多攔截彈的突防-攔截作戰(zhàn)已成為體系對抗中取勝的主要作戰(zhàn)方式。本文在考慮各武器單元之間協(xié)調(diào)因素的基礎(chǔ)上,設(shè)計出最優(yōu)的對抗策略與方案,針對不同的空襲目標(biāo)展開了協(xié)同制導(dǎo)攔截與仿真方面的研究:首先,針對彈道導(dǎo)彈的再入過程,設(shè)計了一種串聯(lián)式復(fù)合制導(dǎo)律,采用了程序段初制導(dǎo)+最優(yōu)比例中制導(dǎo)+滑模變結(jié)構(gòu)末制導(dǎo);針對臨近空間飛行器機動飛行,設(shè)計了相應(yīng)的攔截機動目標(biāo)中制導(dǎo)律+全向攻擊PID末制導(dǎo)的復(fù)合制導(dǎo)律。仿真結(jié)果表明,兩種復(fù)合制導(dǎo)方法分別能夠有效攔截再入彈頭與臨近空間飛行器。其次,對攔截彈的射后動態(tài)可攻擊區(qū)進行研究,考慮到傳統(tǒng)可攻擊區(qū)解算精度低、迭代時間長等不足,本文提出了一種射后動態(tài)可攻擊區(qū)的快速、高精度擬合算法,數(shù)值仿真結(jié)果驗證了該算法的可行性。然后,給出多彈對多目標(biāo)協(xié)同攔截策略設(shè)計方法,采用了“來襲目標(biāo)識別-威脅度評估-多目標(biāo)分配-攔截效能評估”的攔截策略,仿真驗證了該多彈協(xié)同攔截策略可行性,能夠有效保護防御方資源,對威脅度大的來襲目標(biāo)優(yōu)先分配武器。最后,為了實現(xiàn)多彈對多目標(biāo)的協(xié)同打擊的任務(wù)需求,本文以彈道導(dǎo)彈及臨近空間飛行器為攔截目標(biāo)設(shè)計了多攔截彈對多目標(biāo)的攔截方案與協(xié)同制導(dǎo)律,分別建立了多層攔截和突防方向協(xié)同攔截方案,并設(shè)計了相應(yīng)的時間協(xié)同制導(dǎo)律,仿真結(jié)果表明,該方案可以實現(xiàn)多目標(biāo)的高精度攔截。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：TJ765.3
【圖文】：

2.2.3 氣動力模型攔截導(dǎo)彈在飛行過程中，不僅僅只是受到發(fā)動機推力作用，也受空氣動力對其的氣動力的作用效果。導(dǎo)彈氣動力模型主要包括氣動阻力 X 、法向升力Y 與側(cè)向升力 Z 。作用在導(dǎo)彈是的氣動力可表述為：xyzc qSc qSc qS XYZ(2-7)212q V(2-8)式（2-6）、（2-7）中，xc 、yc 、zc 分別為無量綱阻力系數(shù)、法向升力系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)，q為動壓，S 為特征面積， 為空氣密度，V 為空氣體積。攔截導(dǎo)彈升力作用能力主要體現(xiàn)在導(dǎo)彈的升力系數(shù)和升阻比大小，而它們主要與導(dǎo)彈飛行時的攻角 大小與飛行馬赫數(shù) Ma密切相關(guān)。給出某近程空空攔截導(dǎo)彈無量綱阻力系數(shù)、法向升力系數(shù)如圖 2.4 所示，某地空導(dǎo)彈的升力系數(shù)和升阻比如圖 2.5 所示。

（a）升力系數(shù) （b）升阻比與 、Ma變化圖 2.5 某地空彈升力系數(shù)與升阻比2.2.4 控制模型本文進行質(zhì)點彈道的 3 自由度飛行仿真，所以，導(dǎo)彈在飛行過程中，通過控制導(dǎo)彈的攻角 與速度滾轉(zhuǎn)角 來實現(xiàn)該導(dǎo)彈的制導(dǎo)指令加速度（ay,az），即實現(xiàn)了調(diào)節(jié) 與 來控制飛行速度矢量的方向角（彈道傾角 與航向角v ）。以 , 作為導(dǎo)彈軌跡的控制角，即( )arcsin( )NzNFCyqSFF (2-9)其中，( cos )( cos )z v zy yF m V aF m V a g (2-10)

導(dǎo)彈發(fā)射時刻的可攻擊區(qū)

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本文編號：2793929