導(dǎo)彈制導(dǎo)和控制系統(tǒng)是一個(gè)多變量、非線性、時(shí)變、受環(huán)境干擾的復(fù)雜控制系統(tǒng)。近年來局部戰(zhàn)爭中頻繁出現(xiàn)的戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈（TBM）類目標(biāo),其速度越來越大、機(jī)動(dòng)能力越來越強(qiáng),使得導(dǎo)彈導(dǎo)引系統(tǒng)的制導(dǎo)任務(wù)變得越來越復(fù)雜。傳統(tǒng)末制導(dǎo)律不能滿足日趨嚴(yán)格的攔截要求,因此新型高精度導(dǎo)引律的研究成為各國軍事技術(shù)研究的熱點(diǎn)。其中變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律和模糊導(dǎo)引律魯棒性強(qiáng),智能性高,受到很大關(guān)注。本文應(yīng)用牛頓運(yùn)動(dòng)定律建立了傳統(tǒng)的導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)模型和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型,并對古典末制導(dǎo)規(guī)律進(jìn)行了比較研究。然后給出重點(diǎn)研究的彈目相對運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。該模型以基于直接側(cè)向力控制的攔截彈為背景、針對高速大機(jī)動(dòng)目標(biāo),能夠揭示彈目相對運(yùn)動(dòng)末端非線性強(qiáng)耦合運(yùn)動(dòng)特性。在以往的導(dǎo)引律研究中,人們往往忽略了彈體動(dòng)態(tài)特性的影響,但在攔截高速大機(jī)動(dòng)目標(biāo)時(shí),彈體動(dòng)態(tài)特性往往會(huì)導(dǎo)致導(dǎo)引品質(zhì)的下降,因此本文提出了一種考慮彈體動(dòng)態(tài)特性的變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律設(shè)計(jì)方法,但是在工程實(shí)際應(yīng)用上還存在著相當(dāng)大的難度。結(jié)合當(dāng)前導(dǎo)引頭所能較準(zhǔn)確獲取的信息量以及直接力軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際工作狀態(tài),本文設(shè)計(jì)了基于比例導(dǎo)引模糊化比例系數(shù)k的模糊導(dǎo)引律和模糊變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律中比例項(xiàng)的模糊導(dǎo)引律�？紤]到工程實(shí)際中,... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：84 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

慣性坐標(biāo)系到彈體坐標(biāo)系Fig.2-1Inertialcoordinatesystemtobodycoordinatesystem(3).慣性坐標(biāo)系到視線坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣

表示飛行器速度，θ 表示彈道傾角，c 是彈道偏角繪飛行器在空間運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程共計(jì) 12 個(gè)，如不加舵面鎖住，發(fā)動(dòng)機(jī)又不加調(diào)節(jié)，則方程可解。相應(yīng)于這組方程求無控制剛體在空中運(yùn)動(dòng)的軌跡。在不存在外界干擾的情況下，完決定，通過對這組方程的積分，可求得唯一的一條彈道。當(dāng)給定時(shí)給出操縱機(jī)構(gòu)隨時(shí)間變化的規(guī)律，上述方程數(shù)目和未知數(shù)的以確定唯一的一條彈道。彈目相對運(yùn)動(dòng)模型彈攔截目標(biāo)問題是一個(gè)空間追擊問題，因此要建立三維空間的導(dǎo)運(yùn)動(dòng)模型關(guān)系。通常導(dǎo)彈的導(dǎo)引律的研究在平面內(nèi)研究。Adle把實(shí)際的三維問題描述為兩個(gè)互相垂直的平面上的二維問題。往針對低速無機(jī)動(dòng)或機(jī)動(dòng)能力很弱的目標(biāo)時(shí)，結(jié)合比例導(dǎo)引規(guī)律模型。此運(yùn)動(dòng)學(xué)模型也可以用來研究追蹤法和平行接近法。利用深對古典導(dǎo)引律特點(diǎn)以及導(dǎo)引律設(shè)計(jì)思想的理解。首先在地面參彈-目標(biāo)三維空間內(nèi)的攔截幾何如圖 2-3 所示：

2 2arctanrr ryqx zε= + (arctanrrzqxβ = (( ) ( )( )2 22 2 2 2 2r r r r r r r rr r r r rx z y y x x z zqx y z x zε+ +=+ + +(2 2r r r rr rz x x zqx zβ =+(2 2r rr x y z2r= + + (q qε β和 為視線高低角和視線方位角，r 為彈目相對距離。導(dǎo)回路仿真模型的工作已經(jīng)得到導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，導(dǎo)彈與目標(biāo)的相對運(yùn)動(dòng)學(xué)模組成末制導(dǎo)律仿真模型。首先尋的制導(dǎo)回路組成框圖如圖 2-4 所

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]攻擊機(jī)動(dòng)目標(biāo)的被動(dòng)尋的模糊變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律研究[J]. 劉永善,劉藻珍,李蘭忖.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2007(02)
[2]攔截彈頭的修正比例導(dǎo)引律[J]. 程鳳舟,陳士櫓.  空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版). 2003(04)
[3]一種考慮自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性的自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律[J]. 佘文學(xué),周軍,周鳳岐.  宇航學(xué)報(bào). 2003(03)
[4]一種抗干擾修正比例導(dǎo)引律的研究[J]. 方群,陳武群,袁建平.  宇航學(xué)報(bào). 2000(03)
[5]STUDY OF OPTIMAL SLIDING-MODE GUIDANCE LAW[J]. 周荻,慕春棣,凌強(qiáng),徐文立.  Chinese Journal of Aeronautics. 1999(04)
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博士論文
[1]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]滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈噴流直接力與氣動(dòng)力復(fù)合控制研究[D]. 沙建科.西北工業(yè)大學(xué) 2004



本文編號(hào)：3469602