對(duì)機(jī)動(dòng)式戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈及其它高速大機(jī)動(dòng)空襲飛行目標(biāo)的防御攔截是當(dāng)前世界防空導(dǎo)彈系統(tǒng)發(fā)展的一個(gè)重要方向,要求攔截彈需具備更加精確快速的控制能力,以實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的直接碰撞殺傷。采用直/氣復(fù)合控制可以顯著提高攔截彈控制系統(tǒng)的響應(yīng)速度,從而確保在高空對(duì)高速大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的精確攔截。直/氣復(fù)合控制攔截彈是典型的多執(zhí)行器切換控制系統(tǒng),結(jié)合要求攔截彈在有限時(shí)間內(nèi)攔截目標(biāo)這一特點(diǎn),研究新型制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法具有重要的理論意義和實(shí)際工程價(jià)值。論文以具有姿控式直接側(cè)向力的攔截彈為研究對(duì)象,針對(duì)復(fù)合控制問(wèn)題進(jìn)行研究。根據(jù)姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的配置給出了姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)推力及推力力矩的數(shù)學(xué)描述,在此基礎(chǔ)上建立了直/氣復(fù)合控制攔截彈運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)模型,并簡(jiǎn)要對(duì)攔截彈直接側(cè)向力、氣動(dòng)力兩種不同控制方式下的特性進(jìn)行了對(duì)比分析,指出了影響各自性能的因素。針對(duì)單純氣動(dòng)力控制方式下,基于經(jīng)典控制理論設(shè)計(jì)了雙回路導(dǎo)彈過(guò)載跟蹤控制系統(tǒng),并提出了一種針對(duì)單純氣動(dòng)力控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)兩個(gè)具有不同增益的可進(jìn)行切換的控制器組的導(dǎo)彈過(guò)載跟蹤控制方案,通過(guò)仿真進(jìn)行了對(duì)比分析。然后針對(duì)復(fù)合控制系統(tǒng),基于切換系統(tǒng)控制理論把導(dǎo)彈直接力和氣動(dòng)力當(dāng)作兩個(gè)子系統(tǒng),采用... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工程大學(xué)黑龍江省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：95 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

美國(guó)PAC-3防御系統(tǒng)裝備的ERINT-1俄羅斯的9M96E/9M96E2和法國(guó)的Aster-15/30都是采用氣動(dòng)力與過(guò)載型直接力的

制使導(dǎo)彈穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)；當(dāng)進(jìn)入末制導(dǎo)后段時(shí)（與目標(biāo)遭遇前 0.5~1s），氣動(dòng)某個(gè)設(shè)定角速度滾轉(zhuǎn)，然后根據(jù)制導(dǎo)指令，點(diǎn)燃多個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)快速建立而依靠大攻角所產(chǎn)生的氣動(dòng)力快速提供導(dǎo)彈所需的較大法向過(guò)載。圖 1.4 美國(guó) PAC-3 防御系統(tǒng)裝備的 ERINT-1羅斯的 9M96E/9M96E2 和法國(guó)的 Aster-15/30 都是采用氣動(dòng)力與過(guò)載型直制方式。鴨式布局的 9M96E 導(dǎo)彈在質(zhì)心位置安裝有 24 個(gè)可控微型噴管（2 個(gè)），如圖 1.5 所示，它只有在末制導(dǎo)后段才啟用直接力控制，在直接力據(jù)制導(dǎo)指令在脫靶方向開(kāi)啟 4~6 個(gè)微型噴管用于修正彈道，使導(dǎo)彈在 25達(dá)到 20~22g。

哈爾濱工程大學(xué)碩士學(xué)位論文3 3 3 Ox y z的轉(zhuǎn)換矩陣合，2Ox 軸、3Ox 軸均與速度矢量V 重合。則合，即繞2Ox 軸旋轉(zhuǎn)正V 角，則2,31 0 0( ) 0 cos sin0 sin cosV V VV VC L 角。推導(dǎo)過(guò)程中與導(dǎo)彈相關(guān)特征角的定義可以參的推導(dǎo)還可以發(fā)現(xiàn)定義的四個(gè)坐標(biāo)之間可由速度坐標(biāo)系

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]直接力與氣動(dòng)力復(fù)合控制前向攔截導(dǎo)引律綜述[J]. 吳華麗,程繼紅,施建洪,張友安.  海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào). 2016(03)
[2]考慮不確定復(fù)合控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性的前向攔截三維導(dǎo)引律[J]. 張友安,吳華麗,梁勇,張金鵬.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2015(06)
[3]基于反步法及控制分配的導(dǎo)彈直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制[J]. 胥彪,周荻.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2014(03)
[4]導(dǎo)彈的直接力與氣動(dòng)力復(fù)合控制分配算法研究[J]. 史震,馬文橋,張玉芳.  計(jì)算機(jī)仿真. 2013(12)
[5]基于有限時(shí)間范數(shù)的復(fù)合控制系統(tǒng)直接力開(kāi)啟時(shí)間的確定[J]. 楊寶慶,畢永濤,姚郁.  中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)學(xué)報(bào). 2012(07)
[6]直接側(cè)向力與氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)綜述[J]. 魏明英.  現(xiàn)代防御技術(shù). 2012(01)
[7]一類多執(zhí)行機(jī)構(gòu)系統(tǒng)的滑�？刂圃O(shè)計(jì)及其應(yīng)用[J]. 馬克茂,趙輝.  控制理論與應(yīng)用. 2011(04)
[8]敏捷導(dǎo)彈直接側(cè)向力與氣動(dòng)力復(fù)合控制策略[J]. 畢永濤,賀風(fēng)華,姚郁.  吉林大學(xué)學(xué)報(bào)(工學(xué)版). 2011(02)
[9]導(dǎo)彈直接側(cè)向力與氣動(dòng)力復(fù)合控制設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[J]. 馬克茂,趙輝,張德成.  宇航學(xué)報(bào). 2011(02)
[10]基于有限時(shí)間穩(wěn)定和Backstepping的直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方法[J]. 趙明元,魏明英,何秋茹.  宇航學(xué)報(bào). 2010(09)

博士論文
[1]線性切換系統(tǒng)有限時(shí)間穩(wěn)定與控制問(wèn)題研究[D]. 劉皓.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2013
[2]攔截戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈末段導(dǎo)引和復(fù)合控制研究[D]. 程鳳舟.西北工業(yè)大學(xué) 2002

碩士論文
[1]直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制導(dǎo)彈的末制導(dǎo)律設(shè)計(jì)[D]. 賀群.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2015
[2]直接側(cè)向力與氣動(dòng)力復(fù)合控制導(dǎo)彈姿態(tài)控制方法研究[D]. 吳少英.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2012
[3]“標(biāo)準(zhǔn)”-3導(dǎo)彈武器系統(tǒng)建模與攻防對(duì)抗仿真[D]. 郭筱曦.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2011
[4]導(dǎo)彈復(fù)合控制系統(tǒng)切換控制方法[D]. 王宏利.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2010



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