本文關(guān)鍵詞：助推—滑翔導(dǎo)彈軌跡設(shè)計(jì)與制導(dǎo)方法研究

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【摘要】：射程遠(yuǎn)、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、打擊精度高等優(yōu)點(diǎn)使助推-滑翔導(dǎo)彈成為各軍事大國(guó)在全球進(jìn)攻性武器上研究發(fā)展的熱點(diǎn),在新時(shí)期攻防對(duì)抗體系下,同樣也成為導(dǎo)彈防御系統(tǒng)重點(diǎn)偵查的對(duì)象。為了降低敵方防御系統(tǒng)反應(yīng)時(shí)間、增加導(dǎo)彈生存概率和突防概率,一種始終處于大氣層內(nèi)飛行、可借助地球曲率進(jìn)行掩護(hù)的低彈道模式逐漸成為助推-滑翔導(dǎo)彈的首選彈道模式。與此同時(shí),為滿足現(xiàn)階段對(duì)飛行器的自主性、安全性和可靠性提出的更高的要求,本文針對(duì)助推-滑翔導(dǎo)彈大氣層內(nèi)上升段最優(yōu)軌跡快速生成方法、大氣層內(nèi)上升段閉環(huán)制導(dǎo)算法以及再入滑翔制導(dǎo)算法等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了深入研究�？焖偕纱髿鈱觾�(nèi)上升段最優(yōu)飛行軌跡能夠有效降低發(fā)射成本、減少地面準(zhǔn)備時(shí)間、增加任務(wù)的靈活性,并且能夠?yàn)橹茖?dǎo)技術(shù)提供服務(wù),是飛行器總體設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)之一。然而,由于飛行器上升段的運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型存在的強(qiáng)非線性、耦合性及多種約束條件,導(dǎo)致直接軌跡優(yōu)化算法的初值選取較難、求解速度較慢,而間接軌跡優(yōu)化算法對(duì)約束條件的處理又較為困難。因此,本文采用有限元法快速獲得無(wú)約束條件的大氣層內(nèi)上升段最優(yōu)軌跡,再將該值作為直接法的初值獲得滿足約束條件的大氣層內(nèi)上升段最優(yōu)軌跡。仿真結(jié)果表明了該混合優(yōu)化算法的優(yōu)勢(shì)。傳統(tǒng)的大氣層上升段制導(dǎo)模式采用的是開環(huán)制導(dǎo),這種制導(dǎo)方式具備成本低、穩(wěn)定性好等優(yōu)點(diǎn),但是無(wú)法修正飛行過(guò)程中氣動(dòng)力或者推力造成的飛行軌跡偏差,這對(duì)交班點(diǎn)精度要求較為嚴(yán)格的助推-滑翔導(dǎo)彈而言,開環(huán)制導(dǎo)方式顯然無(wú)法滿足任務(wù)需求。本文結(jié)合助推-滑翔導(dǎo)彈上升段的飛行特點(diǎn),一方面,采用反饋線性化技術(shù)設(shè)計(jì)了基于標(biāo)稱軌跡的閉環(huán)制導(dǎo)方法;令一方面,采用有限元數(shù)值軌跡優(yōu)化算法在線生成新的參考軌跡,設(shè)計(jì)了實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)修正的閉環(huán)制導(dǎo)方法。通過(guò)仿真對(duì)比分析,表明給出的兩種閉環(huán)制導(dǎo)方法滿足交班點(diǎn)精度需求,且基于有限元數(shù)值軌跡優(yōu)化的閉環(huán)制導(dǎo)方法具有更高的制導(dǎo)精度。研究了一種具有較強(qiáng)在線軌跡規(guī)劃能力的滑翔制導(dǎo)方法。針對(duì)縱向軌跡在線實(shí)時(shí)規(guī)劃的問(wèn)題,本文提出了一種基于擬平衡滑翔條件的數(shù)值預(yù)測(cè)再入軌跡規(guī)劃方法,該方法以飛行高度作為積分自變量,通過(guò)設(shè)計(jì)飛行路徑角剖面來(lái)滿足再入航程約束,通過(guò)設(shè)計(jì)攻角剖面來(lái)滿足終端速度約束,再借助擬平衡滑翔條件計(jì)算能夠保持平衡滑翔飛行的傾側(cè)角,同時(shí)將飛行過(guò)程約束轉(zhuǎn)化為對(duì)傾側(cè)角的約束。針對(duì)復(fù)雜的三維再入制導(dǎo)問(wèn)題,本文將其轉(zhuǎn)化為縱向制導(dǎo)和側(cè)向控制兩個(gè)問(wèn)題,縱向制導(dǎo)采用模型預(yù)測(cè)靜態(tài)規(guī)劃技術(shù)得到制導(dǎo)指令,側(cè)向控制采用航向誤差走廊的反轉(zhuǎn)策略控制飛行方向。仿真結(jié)果表明了該方法適用于助推-滑翔導(dǎo)彈滑翔段制導(dǎo),蒙特卡洛打靶也表明了該制導(dǎo)方法對(duì)初始狀態(tài)誤差與氣動(dòng)參數(shù)的不確定性具有較強(qiáng)的魯棒性。針對(duì)無(wú)動(dòng)力滑翔再入飛行器實(shí)際氣動(dòng)特性與理論數(shù)據(jù)之間的差異造成的制導(dǎo)精度退化問(wèn)題,本文采用收斂性好、計(jì)算效率高、占用資源少的卡爾曼濾波算法對(duì)氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行在線辨識(shí),提出了一種基于氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的再入制導(dǎo)方法。為具有統(tǒng)計(jì)意義的描述待辨識(shí)氣動(dòng)參數(shù)的變化規(guī)律,采用了一階高斯馬爾科夫過(guò)程及噪聲補(bǔ)償技術(shù)。利用氣動(dòng)參數(shù)估值與標(biāo)稱值之間的偏差對(duì)攻角和傾斜角進(jìn)行修正,并利用線性二次調(diào)節(jié)器原理跟蹤縱向參考軌跡。仿真結(jié)果表明了給出的氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)算法能夠快速收斂,且本文的再入制導(dǎo)算法對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)具有更好的制導(dǎo)效果。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：TJ765

【引證文獻(xiàn)】

中國(guó)碩士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫(kù) 前1條

1 劉飛;帶助推飛行器的彈道優(yōu)化方法[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2016年

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本文編號(hào)：1198779