制導(dǎo)火箭彈因具有精度高、威力大、火力猛、射程遠、成本低的諸多優(yōu)點,受到世界各國的廣泛重視。本文以鴨舵控制的旋轉(zhuǎn)尾翼穩(wěn)定式火箭彈為研究對象,圍繞制導(dǎo)火箭彈研制過程中遇到的一些理論和技術(shù)問題,對飛行控制中的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角測量和最優(yōu)飛行彈道做了較為系統(tǒng)的研究,主要內(nèi)容包括:綜合考慮制導(dǎo)火箭彈高精度、抗干擾、低成本等方面的的設(shè)計要素,提出了基于無線電測量、磁羅盤、鴨式舵翼等技術(shù)的指令修正彈藥姿態(tài)的技術(shù)和方案,主要討論指令制導(dǎo)火箭彈的姿態(tài)測量與彈道優(yōu)化技術(shù)。根據(jù)鴨式布局制導(dǎo)火箭彈的氣動特性和彈道特征,建立了六自由度飛行動力學(xué)模型、滾轉(zhuǎn)火箭彈的姿態(tài)控制系統(tǒng)模型、可操縱的火箭彈質(zhì)點飛行運動方程。研制了相應(yīng)的數(shù)值仿真分析軟件。為了保障磁羅盤測量滾轉(zhuǎn)角的整體精度,對磁羅盤測量滾轉(zhuǎn)角的主要誤差因素的作用進行了仿真研究。分別考慮了在無控彈道條件下由于射擊諸元散布、發(fā)動機不一致性等因素造成的滾轉(zhuǎn)角測量誤差,以及在獨立磁羅盤工作模式下的程控彈道中由于控制力的加入而造成的滾轉(zhuǎn)角測量誤差。最后分析了在無線電+磁羅盤測量閉環(huán)控制中制導(dǎo)模式下,磁羅盤測量彈體滾轉(zhuǎn)角的精度范圍,證明了在指令制導(dǎo)火箭彈中使用磁羅盤測角的優(yōu)越性與可行性。建立了包含傳感器誤差、PCB制造偏差、結(jié)構(gòu)安裝偏差、彈體軟硬磁干擾的線性磁測量模型;針對彈體捷聯(lián)磁羅盤的校正問題,提出了基于橢圓擬合的兩步快速可重構(gòu)無跡卡爾曼濾波算法。該算法可實現(xiàn)地磁數(shù)字信號的實時處理,提取可用于舵機控制的彈體滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角和姿態(tài)角速度信息。數(shù)值仿真實驗表明,該算法可在磁羅盤0.5ksps的采樣頻率下,在100ms內(nèi)完成磁羅盤校正參數(shù)的精確辨識;半實物仿真實驗表明,該濾波器在150ms內(nèi)即可穩(wěn)定輸出彈體滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角,解算精度可達?0.8?。運用可操縱的制導(dǎo)火箭彈質(zhì)點運動模型,以末端速度最大為目標(biāo)函數(shù),建立了中制導(dǎo)起控點彈道諸元、終點彈道諸元、控制量等約束條件的制導(dǎo)火箭彈中段彈道優(yōu)化的變分模型。綜合運用直接參數(shù)法和序列二次規(guī)劃算法,給出了制導(dǎo)火箭彈的中制導(dǎo)最優(yōu)彈道方案算法。通過仿真計算,給出了制導(dǎo)火箭彈在典型操縱能力下的彈道特征。中制導(dǎo)最優(yōu)飛控彈道的規(guī)劃設(shè)計工作要求在飛行彈道上的一個測控節(jié)拍內(nèi)現(xiàn)場實時完成�；鸺龔椀娘w行動力學(xué)模型存在強非線性、耦合性及多重約束條件,導(dǎo)致直接的軌跡優(yōu)化算法的收斂速度過慢,解算時間太長。為了實時解算最優(yōu)規(guī)劃彈道,建立了規(guī)劃彈道變分問題的有限彈道弧計算方法。該方法以有限彈道弧的形函數(shù)代替變分解法中的積分式,大幅度降低了算法的時間復(fù)雜度。仿真結(jié)果表明,對典型的彈道計算機,該算法可以滿足規(guī)劃彈道的實時解算要求。
【學(xué)位單位】：中北大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：TJ71
【部分圖文】：

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【參考文獻】

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本文編號：2823246