發(fā)布時間：2021-09-07 13:06

　　針對高超聲速飛行器捷聯(lián)導(dǎo)引頭,提出導(dǎo)引頭最小視場角（FOV）約束問題。首先分析了導(dǎo)引頭視線角變化規(guī)律,指出在攻擊固定目標(biāo)時,導(dǎo)引頭最小視場角約束在彈道末段無法被滿足,導(dǎo)引頭將丟失目標(biāo)。在此基礎(chǔ)上,基于縮短導(dǎo)引頭丟失目標(biāo)距離的目標(biāo),提出一種滿足導(dǎo)引頭最小視場角約束的制導(dǎo)策略。該策略不依賴于末制導(dǎo)律形式,當(dāng)最小視場角約束無法被滿足時,改變原有制導(dǎo)指令,主動改變彈道軌跡以增加彈體視線角,避免超出視場范圍。其次,針對飛行器過載約束,設(shè)計了制導(dǎo)策略切換點,在到達切換點時該制導(dǎo)策略將結(jié)束工作,避免末端過載過大超出約束。通過對比仿真驗證了所提出制導(dǎo)策略有效性,能夠大幅度減少導(dǎo)引頭丟失目標(biāo)距離,工程上有利于提高末端命中精度。 

【文章來源】：航空學(xué)報. 2020,41(S2)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：11 頁

【部分圖文】：

二維平面內(nèi)偏置導(dǎo)引頭的角度關(guān)系示意圖

對于攻擊地面固定目標(biāo)的制導(dǎo)飛行器，不失一般性，假設(shè)俯仰通道采用考慮落角約束的彈道成形制導(dǎo)律，偏航通道采用比例導(dǎo)引制導(dǎo)律。制導(dǎo)律形式如下[18]:式中：tgo為剩余飛行時間；為彈目視線高低、方位角速度；Np、Nq、N分別為制導(dǎo)律系數(shù)，工程上取值通常為4、2和4；θf為期望的落角。

從圖7(a）的彈道曲線可以看到，即便存在較大的側(cè)向位置偏差，飛行器側(cè)向在制導(dǎo)律的作用下很快對正目標(biāo)。圖7(c）給出飛行器姿態(tài)角變化曲線，飛行器采用STT飛行模式，滾轉(zhuǎn)角指令始終保持為0。而從圖7(b）給出的導(dǎo)引頭體視線角變化曲線則可以看到，視線方位角εφ始終保持在較小范圍內(nèi)，能夠滿足側(cè)向視場角約束。但高低方位角ε?受到縱向制導(dǎo)律影響，在彈目距離16.6km時即小于5°這個最小視場角約束值。這意味著在實際飛行情況下，導(dǎo)引頭將會在彈目距離16.6km時即丟失目標(biāo)。圖7(d）給出的過載曲線則表明，隨著導(dǎo)彈接近目標(biāo)，側(cè)向過載逐漸收斂至0，縱向過載始終滿足過載約束。圖7 未采用制導(dǎo)策略仿真結(jié)果

【參考文獻】：
期刊論文
[1]反輻射無人機搜索航路規(guī)劃導(dǎo)引頭視場建模[J]. 劉培賓,盛懷潔.  飛行力學(xué). 2019(04)
[2]Adaptive weighting impact angle optimal guidance law considering seeker’s FOV angle constraints[J]. LI Ran,WEN Qiuqiu,TAN Wangchun,ZHANG Yijie.  Journal of Systems Engineering and Electronics. 2018(01)
[3]考慮導(dǎo)引頭視場角和落角約束的制導(dǎo)方法[J]. 張道馳,孫靜,溫求遒,夏群利.  北京理工大學(xué)學(xué)報. 2016(05)
[4]帶視場角限制的攻擊時間控制制導(dǎo)律[J]. 楊哲,林德福,王輝.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2016(09)

博士論文
[1]小型無人機載制導(dǎo)炸彈最優(yōu)軌跡與精確制導(dǎo)技術(shù)研究[D]. 張道馳.北京理工大學(xué) 2016



本文編號：3389599