為了提高導(dǎo)彈末制導(dǎo)的打擊精度和毀傷程度,設(shè)計了基于剩余時間多項(xiàng)式的滿足終端落角約束和終端加速度為0的制導(dǎo)律。經(jīng)過反饋線性化將彈目方程變成線性形式,通過滿足具體的終端約束求解了制導(dǎo)律的系數(shù),得到滿足各種約束的易于工程實(shí)現(xiàn)的新制導(dǎo)律。利用閉環(huán)軌跡解給出了一種有效求解彎曲彈道剩余時間的方法。最后通過彈道仿真和對比試驗(yàn)驗(yàn)證了該制導(dǎo)律的可行性。與現(xiàn)有文獻(xiàn)相比,該制導(dǎo)律不僅滿足高精度制導(dǎo)的需要,而且對末端迎角控制和早期彈道修正具有較大優(yōu)勢。 

【文章來源】：飛行力學(xué). 2020,38(03)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

落角為-45°時的仿真結(jié)果

導(dǎo)彈末制導(dǎo)段二維幾何關(guān)系如圖1所示。圖中:(X,Y)表示慣性坐標(biāo)系;(xf,yf)表示落角坐標(biāo)系,即以要求的落角方向?yàn)閤f軸建立起來的坐標(biāo)系,由慣性坐標(biāo)系順時針轉(zhuǎn)過期望的落角θf得到;下標(biāo)M和T分別表示導(dǎo)彈和目標(biāo);R和VM分別表示彈目距離和導(dǎo)彈速度;aM表示垂直于速度方向的加速度;θM和q分別表示導(dǎo)彈的彈道傾角和視線角;θ表示落角誤差,也表示在落角坐標(biāo)系下導(dǎo)彈的彈道傾角。由圖1中的幾何關(guān)系可以得到θM和q的表達(dá)式為:

初始彈道傾角θM(0)=0°,落角θM(tf)=-30°和θM(tf)=-45°。仿真結(jié)果如圖2和圖3所示。從圖中可以看出,本文的彈道軌跡和制導(dǎo)律與文獻(xiàn)[5]基于小角度情況下的結(jié)果差別不大,尤其是θM(tf)=-30°時基本沒有什么區(qū)別。所以在小角度的情況下,文獻(xiàn)[5]基于小角度下的線性化是可行的。本文得到的制導(dǎo)律式(15)在小角度下,cos(θM(t)-θf)≈1, sin(θf-q)≈θf-q,sin(θM-θf)≈θM-θf,與文獻(xiàn)[5]的制導(dǎo)律式(16)是一致的。圖3 落角為-45°時的仿真結(jié)果

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]帶落角約束和目標(biāo)機(jī)動補(bǔ)償?shù)娜S制導(dǎo)律[J]. 范作娥,于德海,顧文錦.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2011(08)



本文編號：3544949