PDF《终端末制导中的轨控直接力点火策略》

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3 ― ① 收稿日期:2015?11?26;

修回日期:2015?12?28. 基金项目:国家

863 项目(2015AA?? 7033,2015AA?? 1008);

航天支撑基金(2015?HT?XGD);

西北工业大学基础研究基金 (JCT20130101). 作者简介:赵斌(1986―),男,博士,研究方向为飞行器制导控制及半实物仿真. E?mail:binzhao@ nwpu.edu.cn 被定义为导弹对目标进行拦截的最后阶段,属于传统 末制导的一部分,但由于其剩余飞行时间更短,所以它 的制导控制问题更加复杂. 通常,将终端末制导问题 独立进行讨论的背景大多是防空导弹或者空空导弹领 域,其共同特点是末段可能存在目标的大机动规避. 对于防空导弹而言,随着高度的增加,气动效率不断减 小,为了满足拦截精度的要求,通常会采用姿控直接 力[11-12] 或者轨控直接力[13-15] 辅助气动力控制. 这种 方式可大大提高弹体过载响应速度,从而确保打击精 度. 通常直接力点火时刻的剩余飞行时间在

1 s 左右, 由于舵面效率低,通常点火后弹体制导回路开环,对于 确定的直接力装置而言,点火时间与点火方位就成为 决定终端末制导精度的主要因素. 本文以防空导弹为背景,开展终端末制导轨控直 接力的点火策略研究. 首先,通过理论与仿真分析指 出,现有点火策略存在预测脱靶估计精度低、点火方位 估计不准确两个主要问题,针对此问题引入视线角速 率变化趋势,提高预测脱靶估计精度,通过增加剩余速 度补偿,提高直接力修正能力估计精度,同时采用剩余 需用过载替换过载指令,实现点火方位精度的提升.

1 攻防仿真建模 在地面惯性系下,建立导引和制导系统模型. (1) 目标运动建模 对于本文研究的防空导弹而言,终端末制导段时 间约为

1 s. 因此,近似认为目标速度不变,仅改变速 度方向. 可建立目标模型如下: 动力学模型为 V ・ t = (ntx - sinθt )g θ ・ t = (nty - cosθt ) g Vt ψ ・ vt = - ntz g Vt cosθt ì ? í ? ? ? ? ? ? (1) 运动学模型为 x ・ t = Vt cosθt cosψvt y ・ t = Vt sinθt z ・ t = - Vt cosθt sinψvt ì ? í ? ? ? ? (2) 式中 θt 、ψvt 、Vt 分别为目标的弹道倾角、弹道偏角和 速度;

xt 、yt 、zt 为目标位置;

nty 、ntz 为目标机动加速度在 弹道系下的分量. (2)导引测量建模 惯性系下的弹目相对位置和相对速度矢量分别表 述如下. 其中,x、y、z 和vx 、vy 、vz 分别是拦截弹惯性系 下的位置和速度. xr yr zr é ? ê ê ê ê ù ? ú ú ú ú = xt yt zt é ? ê ê ê ê ù ? ú ú ú ú - x y z é ? ê ê ê ê ù ? ú ú ú ú (3) vrx vry vrz é ? ê ê ê ê ù ? ú ú ú ú = vtx vty vtz é ? ê ê ê ê ù ? ú ú ú ú - vx vy vz é ? ê ê ê ê ù ? ú ú ú ú (4) 相对距离为 R = x2 r + y2 r + z2 r (5) 相对速度为 R ・ = xr vrx + yr vry + zr vrz R (6) 视线角与视线角速率为 qε = arctan yr x2 r + z2 r é ? ê ê ù ? ú ú qβ = arctan - zr xr é ? ê ê ù ? ú ú ì ? í ? ? ? ? ? ? (7) q ・ ε = (x2 r + z2 r )vry - yr(xr vrx + zr vrz ) (x2 r + y2 r + z2 r ) x2 r + z2 r q ・ β = zr vrx - xr vrz x2 r + z2 r ì ? í ? ? ? ? ? ? (8) (3)制导律建模 本文研究重点在于轨控直接力的点火策略,为了 确保内容完整,仿真中终端制导段采用有限时间制导 律[16] . 给出制导系统的状态方程如下: x ・

1 x ・

2 é ? ê ê ù ? ú ú =

0 1 - R ・ ・ R - 2R ・ R é ? ê ê ê ê ù ? ú ú ú ú x1 x2 é ? ê ê ù ? ú ú +

0 -

1 R é ? ê ê ê ù ? ú ú ú u +