空空導(dǎo)彈自動駕駛儀設(shè)計

空空導(dǎo)彈自動駕駛儀設(shè)計,空空導(dǎo)彈,自動駕駛儀,設(shè)計 空空導(dǎo)彈自動駕駛儀設(shè)計指導(dǎo)教師：王佩 答辯人：王蕾鈺 班 級：191003 學(xué) 號：103664論文主要結(jié)構(gòu)設(shè)計1：畢業(yè)設(shè)計論題的背景意義2：導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)基礎(chǔ)3：空空導(dǎo)彈數(shù)學(xué)建模4：典型結(jié)構(gòu)過載駕駛儀的解析設(shè)計方法5：空空導(dǎo)彈自動駕駛儀仿真及驗證1.論題的背景意義 空空導(dǎo)彈的作用是摧毀來襲的空中目標(biāo)。由制導(dǎo)控制系統(tǒng)把導(dǎo)彈引至目標(biāo)或目標(biāo)旁，使導(dǎo)彈與目標(biāo)交會的最小距離在戰(zhàn)斗的殺傷范圍之內(nèi)。自動駕駛儀是制導(dǎo)控制系統(tǒng)彈上設(shè)備的重要組成部分，它與導(dǎo)彈構(gòu)成的閉合回路稱為穩(wěn)定控制系統(tǒng)。自動駕駛儀設(shè)計，實際上就是穩(wěn)定控制系統(tǒng)的設(shè)計。使制導(dǎo)控制系統(tǒng)在導(dǎo)彈的各種飛行條件下，均具有必要的制導(dǎo)精度。2.導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)基礎(chǔ) 本章介紹了制導(dǎo)控制系統(tǒng)的功用、組成及分類,給出了對制導(dǎo)控制的要求；針對自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng),詳細(xì)介紹了其組成、制導(dǎo)誤差信號及制導(dǎo)信號的形成、自尋的導(dǎo)引頭和制導(dǎo)系統(tǒng)的運動學(xué)環(huán)節(jié)。原理：空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)是保證導(dǎo)彈在飛行過程中，能夠克服各種干擾因素，使導(dǎo)彈按照預(yù)先規(guī)定的彈道、或根據(jù)目標(biāo)的運動情況隨時修正自己的彈道，使之命中目標(biāo)的自動控制系統(tǒng)。按照作用原理不同可以分為自主式、自動尋的式、遙控式和復(fù)合式。本論文選用的是自尋的式。3.空空導(dǎo)彈數(shù)學(xué)建模 本章介紹了進(jìn)行空空導(dǎo)彈數(shù)學(xué)模型研究常用的坐標(biāo)系；分析了作用在導(dǎo)彈上的力與力矩，在此基礎(chǔ)上建立了導(dǎo)彈動力學(xué)方程和運動學(xué)方程，結(jié)合導(dǎo)彈質(zhì)量變化和對導(dǎo)彈的操縱關(guān)系，建立了空空導(dǎo)彈的運動學(xué)模型；針對本文采取的控制技術(shù)，建立了STT導(dǎo)彈的數(shù)學(xué)模型。常用坐標(biāo)系之間相應(yīng)關(guān)系如下圖所示：俯仰角 ，偏航角，滾轉(zhuǎn)角，彈道傾角，彈道偏角c，傾斜角c，攻角，側(cè)滑角。在給定參數(shù)初始條件下，由數(shù)值積分法計算推力、氣動力等求解導(dǎo)彈空間運動方程組最終建立的彈體控制方程組如下下面為采用STT控制時三通道獨立的線性方程組4.典型結(jié)構(gòu)過載駕駛儀解析設(shè)計方法典型結(jié)構(gòu)過載駕駛儀解析設(shè)計方法 這一章主要研究經(jīng)典三回路駕駛儀的極點配置設(shè)計、解析設(shè)計方法。其中包含以開環(huán)穿越頻率為約束的解析設(shè)計方法以及直接的解析設(shè)計方法。（經(jīng)典三回路駕駛儀結(jié)構(gòu)方塊圖）駕駛儀的閉環(huán)增益調(diào)節(jié)系數(shù) 的表達(dá)式如下 通過對駕駛儀傳遞函數(shù)的解析可已知K0，0，0。最終推導(dǎo)得到駕駛儀的設(shè)計 參數(shù)計算公式如下5.空空導(dǎo)彈自動駕駛儀仿真及驗證 本章介紹了空空導(dǎo)彈自動駕駛儀設(shè)計中的俯仰偏航通道自動駕駛儀設(shè)計以及滾轉(zhuǎn)通道自動駕駛儀設(shè)計。進(jìn)行了控制系統(tǒng)的參數(shù)設(shè)定及其仿真實驗。滾動通道自動駕駛儀基本結(jié)構(gòu)如下圖：圖1導(dǎo)彈的六自由度控制模型由數(shù)據(jù)可知，表示彈體是靜止不穩(wěn)定的，必須設(shè)計自動駕駛儀使其穩(wěn)定。選擇駕駛儀性能指標(biāo)選擇為：,得到參數(shù)如下表 圖2 在Matlab/Simulink中搭建俯仰/偏航通道控制系統(tǒng)表1.導(dǎo)彈模型參數(shù)輸入俯仰方向過載指令 仿真結(jié)果如圖1所示。輸入俯仰過載 方波指令：幅值為15，周期為4s，占空比為50%。輸入偏航過載 方波指令：幅值為-15，周期為4s，占空比為50%。仿真結(jié)果如圖2,3所示：從圖中可以得出經(jīng)典三回路自動駕駛儀的上升時間 =1s,=0.5s穩(wěn)態(tài)誤差值為 0.018。上述指標(biāo)均符合自動駕駛儀的要求。圖1圖2圖3Matlab/Simulink中搭建滾動通道控制系模型反饋控制理論調(diào)參及滾動角響應(yīng)曲線導(dǎo)彈數(shù)字仿真運動驗證結(jié)論：從圖分析可知，所設(shè)計的自動駕駛儀，基本保證導(dǎo)彈不旋轉(zhuǎn)，并且可以快速的響應(yīng)過載控制指令，能夠消除偏差，控制效果較好。致 謝 由衷感謝王佩老師在這幾個月的畢業(yè)設(shè)計過程中對我的幫助與指導(dǎo)，感謝各位同學(xué)，老師的幫助以及家人的關(guān)心。由于本人的學(xué)術(shù)水平有限，掌握不夠全面透徹的地方希望各位老師能多包涵，感謝您們的耐心觀看。O(_)O謝謝Article ID: 1004 - 0579( 2001) 04 -0364 - 06Model Reference Variable Structure Autopilot Designfor Homing MissileSONG Jian -mei( School of Mechano -Electronics Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing100081, China)Abstract: To design the control system for some homing missile so that the autopilot can trans -fer guidance command correctly and be robust to disturbances, such as the measurement noisesand parameter variation caused by areodynamic floating. The model reference adaptive controlwas combined with the variable structure control to design a model reference variable structure(MRVS) control system whose controlstructure is simple and can be realized easily. The simu -lation results indicate that MRVS can complete the task of transferring guidance command andsuppress the distrubances effectively.Key words: model reference variable structure; variable structure control; autopilotCLCnumber: TJ 765122 Document code: AReceived 2001 -07 - 12Biography SONG Jian - mei( 1968- ) , associate professor, doctor.T he tasks of missile control system are as follows1: the first one is to stabilize the missilebody and make the missile body have suitable damping; the second one is to transfer guidancecommand correctly which makes the rudder deflect and change its attitude. The final goal is tochange the magnitude and direction of the velocity and force the missile to hit the target accurately.However, during the missile flight, the model of missile body has some uncertainties becauseof the variation of missile mass, velocity, areodynamic and measurement noises. Furthermore themissile dynamics is in essence highly non -linear. The classical control theory and adaptive controltheory which is fit for linear plants could not give out robust design for missile autopilot.Variable structure control system theory 2is in essence a control theory for non -linear sys -tems, and it changes the structure of the system according to the variation of the system. s state.So it can get better control effects than the conventional control theory. Furthermore the slidingmode of variable structure control is more robust to the disturbance, many studies have showedthat the variable structure control method is suitable for missile control system design.T he model reference adaptive control system is a good control means for linear plant whoseparameters vary slowly. Since the performances of the controlled plant and the reference modelare compared directly, the speed of adaptation is high and the controller can be realized easily.But the model reference adaptive control is only fit for the continuous system whose model is)364)Journal of Beijing Institute of Technology , 2001, Vol. 10, No. 4certain, and may have unstable phenomenon when there are disturbance, noise and unmodelleddynamics.T he paper combined the model reference control with variable structure control and designedMRVS autopilot for some homing missiles.1 Model Reference Variable Structure System DesignT he paper only discusses the single input system because of the characteristics of rol- l stablemissile system.T he model of the controlled plant is assumed to bex= Ax+ Bu, x I Rn, u I R.( 1 )T he reference model isxm= Amxm+ Bmum, xmI Rn, umI R.( 2 )Define the error state ase( t) = xm( t)- x( t) , e( t)= xm( t )- x( t).( 3 )Select the sliding mode asS= Ge, G= c 1 ,( 4 )where c is a positive constant.T he control command for plant is assumed to be u and u= up+ um, where upis producedby variable structure controller.T hen the error state equation ise= xm- x= Amxm+ Bmum- Amx+ Amx- Ax- Bu=Ame+ ( Bm- B) um+ ( Am- A) x- Bup.( 5 )T ake derivative of Eq. ( 4) , thenS#= Ge= G Ame+ ( Bm- B) um+ ( Am- A) x- Bup .( 6 )According to the arriving condition of variable structure, thenS S# 0, G Ame+ ( Bm- B) um+ ( Am- A) x- Bup S 0.( 7 )Assuming the order of the linear model of the controlled plant is two, and assumingAm=a11ma12ma21ma22m, A=a11a12a21a22, Bm=0bm, B=0b,then Eq. ( 7) can be represented as ca11me1+ ca12me2+ a21me1+ a22me2+ c( a11m- a11)x1+ c( a12m- a12) x2+( a21m- a21) x1+ ( a22m- a22) x2+ ( bm- b) um- bup S 0.( 8 )Let uphave the control form as given below:up= k1| e1| + k2| e2| + k3| x1| + k4| x2| + km| um| .When the following inequalities hold, i. e.)365)SON G Jian-mei / Model Reference Variable Structure Autopilot Design f or Homing Missile ( ca11m+ a21m) e1- bk1| e1| S 0 ( ca12m+ a22m) e2- bk2| e2| S 0 ( ca11m- a11)+ ( a21m- a21) x1- bk3| x1| S 0 ( ca12m- a12)+ ( a22m- a22) x2- bk4| x2| S 0 ( bm- b) um- bkm| um| S 0,( 9 )then inequality ( 8) will hold, that is, upwil satisfy the arriving condition of variable structurecontrol.If b 0, ( c+ g/ V) 0,the equivalent system is convergent.3 SimulationT he simulation model of missile body is severely non -linear and time -varying, that is, themodel is formulated by the real wind tunnel data.Let the input of the reference model be a series of square wave.Firstly, white noise is added to the overload output according to the following pattern:overload= original overload* ( 1+ white noise) .When the standard deviation of the noise is 013, the curve of the overload controlled byMRVS is shown as Fig. 1. Fig. 2 is the curve of overload without MRVS. It indicates thatMRVS can suppress the measurement noises effectively.Secondly, let the aerodynamic coefficients vary according to the following pattern:aerodynamic coefficient of air dynamics= original aerodynamic coefficient of air dynamics*( 1+ white noise) .)367)SON G Jian-mei / Model Reference Variable Structure Autopilot Design f or Homing MissileFig. 1 The curve of overload ( MRVS and noise= 013)Fig. 2 T he curve of overload ( no MRVS and noise= 013)When the standard deviation of the noise is 011, the curves of overload and pitch angular rateare shown as Figs. 3- 6. It shows that MRVS makes the variation of output with noise inputmuch smaller. Especially for pitch angular rate, the decrease of variation is important to stabilizethe missile body.Fig. 3 The curve of overload ( no M RVS)Fig. 4 T he curve of overload ( MRVS)Fig. 5 T he curve of pitch angular rate( no MRVS)Fig. 6 The curve of pitch angular rate( MRVS)4 ConclusionT he model reference variable structure control system can make the autopilot transfer guid -ance command correctly and be robust to disturbances, such as the measurement noises and aero -dynamic coefficient variation. The control law can be realized easily and simulation results showedthat MRVS is effective for homing missile control system design.)368)Journal of Beijing Institute of Technology , 2001, Vol. 10, No. 4References: 1 Zhao Shanyou. Guidance and control system design for homing missile systems ( in Chinese) M.Beijing: Astronautic Publishing House, 1992. 2 Gao Weibing. Theory and design method of variable structure control ( in Chinese) M. Beijing:Science Press, 1996.一種尋的制導(dǎo)導(dǎo)彈模型參考變結(jié)構(gòu)自動駕駛儀的設(shè)計宋 建 梅( 北京理工大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院, 北京 100081)摘 要: 設(shè)計某尋的導(dǎo)彈的自動駕駛儀回路, 使導(dǎo)彈控制系統(tǒng)在正確響應(yīng)制導(dǎo)指令的同時, 對彈體氣動力參數(shù)變化、 量測噪聲等具有很好的抑制作用. 將模型參考自適應(yīng)控制方法與變結(jié)構(gòu)控制方法相結(jié)合, 為某型導(dǎo)彈設(shè)計了結(jié)構(gòu)簡單、 實現(xiàn)方便的模型參考變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng). 仿真結(jié)構(gòu)表明, 模型參考變結(jié)構(gòu)自動駕駛儀不僅能準(zhǔn)確傳遞制導(dǎo)指令, 而且具有很好的魯棒性, 能有效地抑制氣動力浮動、 量測噪聲等干擾因素.關(guān)鍵詞: 模型參考變結(jié)構(gòu); 變結(jié)構(gòu)控制; 自動駕駛儀)369)SON G Jian-mei / Model Reference Variable Structure Autopilot Design f or Homing Missile西北工業(yè)大學(xué)明德學(xué)院本科畢業(yè)設(shè)計論文 摘 要 為了在現(xiàn)代的高科技戰(zhàn)爭中擁有技術(shù)優(yōu)勢，空戰(zhàn)目標(biāo)的機(jī)動性能力日益增強(qiáng)，對空空導(dǎo)彈的機(jī)動性、靈活性提出了更高的要求。因此，自動駕駛儀的設(shè)計對保證空空導(dǎo)彈的作戰(zhàn)能力具有重要意義。 本論文簡要介紹了空空導(dǎo)彈及其制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，學(xué)習(xí)了導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)的基本工作原理。為建立導(dǎo)彈數(shù)學(xué)模型，定義了常用坐標(biāo)系及其轉(zhuǎn)換矩陣，分析了作用在導(dǎo)彈上的力和力矩，推導(dǎo)了導(dǎo)彈動力學(xué)和運動學(xué)方程，基于小擾動原理得到了描述導(dǎo)彈運動的傳遞函數(shù)和狀態(tài)空間模型。 在學(xué)習(xí)經(jīng)典三回路控制結(jié)構(gòu)原理的基礎(chǔ)上，推導(dǎo)了解析設(shè)計方法，對控制系統(tǒng)的參數(shù)進(jìn)行設(shè)計，在Matlab/Simulink下對所設(shè)計的空空導(dǎo)彈自動駕駛儀進(jìn)行了仿真及驗證，通過分析仿真后的數(shù)據(jù)和結(jié)果，所設(shè)計的自動駕駛儀可以快速響應(yīng)過載控制指令，能夠消除偏差，控制效果較好。 關(guān)鍵詞：空-空導(dǎo)彈，自動駕駛儀，經(jīng)典三回路控制結(jié)構(gòu)  Abstract In order to have the advantages of technology in the modern high-tech war, growing air combat target ability of mobility, mobility and flexibility of air-to-air missile puts forward higher requirements. Therefore, the design of autopilot for maintaining operational capability of air-to-air missile is of great significance. This paper briefly introduces the air-to-air missile and the guidance control technology development present situation, study the basic working principle of the missile guidance system. To establish a mathematical model for missile defines a common coordinate system and its transformation matrix, the analysis of the effect on the missile force and moment, the missile dynamics and kinematics equation is deduced, based on the principle of small disturbance obtained the transfer function and state space model. In learning classic three loop control structure principle, on the basis of the analytical design method is deduced, air-to-air missile autopilot design, optimize the design parameters of the control system, under the Matlab/Simulink simulation and verification of air-to-air missile autopilot, by analyzing the simulation data and results, the designed autopilot can quickly respond to overload control instruction, can eliminate the deviation, the control effect is better. KEY WORDS：air-to-air missile，the autopilot，three loop control structure  目 錄 第一章 緒論1 1.1 選題背景與意義1 1.2 空空導(dǎo)彈及其制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢1 1.2.1 空空導(dǎo)彈發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢1 1.2.2 導(dǎo)彈制導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢3 1.3 論文的主要工作與章節(jié)安排6 第二章 導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)基礎(chǔ)7 2.1 制導(dǎo)控制功用和組成7 2.2 制導(dǎo)控制系統(tǒng)分類8 2.3 對制導(dǎo)控制系統(tǒng)的要求10 2.3.1 制導(dǎo)控制系統(tǒng)的要求10 2.3.2 空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的新要求及新方法12 2.4 自尋的制導(dǎo)控制系統(tǒng)15 2.4.1 自尋的制導(dǎo)控制系統(tǒng)原理及組成15 2.4.2 制導(dǎo)誤差信號及制導(dǎo)信號的形成16 第三章 空空導(dǎo)彈數(shù)學(xué)建模19 3.1 常用坐標(biāo)系及坐標(biāo)系之間的關(guān)系19 3.1.1 常用坐標(biāo)系19 3.1.2 坐標(biāo)系之間的關(guān)系20 3.2 導(dǎo)彈運動學(xué)建模21 3.2.1 作用在導(dǎo)彈上的力與力矩21 3.2.2 導(dǎo)彈動力學(xué)方程23 3.2.3 導(dǎo)彈運動學(xué)方程24 3.2.4 導(dǎo)彈的質(zhì)量方程25 3.2.5 操縱關(guān)系方程25 3.2.6 導(dǎo)彈運動學(xué)模型26 3.2.7 STT控制線性方程組28 3.3 彈體運動的狀態(tài)空間表示和傳遞函數(shù)表示29 3.3.1 彈體運動的狀態(tài)空間表示30 3.3.2 彈體運動的傳遞函數(shù)表示31 第四章 典型結(jié)構(gòu)過載駕駛儀的解析設(shè)計方法34 4.1 經(jīng)典三回路駕駛儀極點配置設(shè)計34 4.2 經(jīng)典三回路駕駛儀的解析設(shè)計方法 35 4.2.1 以開環(huán)穿越頻率為約束的解析設(shè)計方法35 4.2.2 直接的解析設(shè)計方法37 第五章 空空導(dǎo)彈自動駕駛儀仿真及驗證40 5.1 空空導(dǎo)彈自動駕駛儀設(shè)計40 5.1.1 俯仰偏航通道自動駕駛儀設(shè)計40 5.1.2 滾轉(zhuǎn)通道自動駕駛儀設(shè)計40 5.2 控制系統(tǒng)參數(shù)的設(shè)計及仿真41 參考文獻(xiàn)47 致謝49 畢業(yè)設(shè)計小結(jié)50  IV 第一章 緒論 1.1 選題背景與意義 空空導(dǎo)彈的作用是摧毀來襲的空中目標(biāo)。為此必須由制導(dǎo)控制系統(tǒng)把導(dǎo)彈引至目標(biāo)或近目標(biāo)旁，使導(dǎo)彈與目標(biāo)交會的最小距離在戰(zhàn)斗部的殺傷范圍之內(nèi)。自動駕駛儀是制導(dǎo)控制系統(tǒng)彈上設(shè)備的重要組成部分，它與導(dǎo)彈構(gòu)成的閉合回路稱為穩(wěn)定控制系統(tǒng)。在穩(wěn)定控制系統(tǒng)中，自動駕駛儀是控制器，導(dǎo)彈是控制對象。自動駕駛儀設(shè)計，實際上就是穩(wěn)定控制系統(tǒng)的設(shè)計。 自動駕駛儀的作用是穩(wěn)定導(dǎo)彈繞質(zhì)心的角運動，并根據(jù)制導(dǎo)指令正確而快速地操縱導(dǎo)彈的飛行。由于防空導(dǎo)彈的飛行動力學(xué)特性在飛行過程中會發(fā)生大范圍、快速度和事先無法預(yù)知的變化，自動駕駛儀還必須把防空導(dǎo)彈改造成為動態(tài)和靜態(tài)特性變化不大，且具有良好操縱特性的制導(dǎo)對象，使制導(dǎo)控制系統(tǒng)在導(dǎo)彈的各種飛行條件下，均具有必要的制導(dǎo)精度。 1.2 空空導(dǎo)彈及其制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢 1.2.1 空空導(dǎo)彈發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢 空空導(dǎo)彈的發(fā)展歷史要追溯到二戰(zhàn)后期德國研制的由飛機(jī)發(fā)射的“X-4”無線電指令制導(dǎo)的導(dǎo)彈，但是由于德國的戰(zhàn)敗，該導(dǎo)彈只進(jìn)行了試驗并未能在實戰(zhàn)中應(yīng)用。二戰(zhàn)之后世界各國都開始重視制空權(quán)，因此空空導(dǎo)彈得到了大力發(fā)展。目前空空導(dǎo)彈已經(jīng)發(fā)展到了第四代，第三代空空導(dǎo)彈仍在服役，第五代空空導(dǎo)彈正處在探索研究階段。 第一代空空導(dǎo)彈發(fā)展時間為20世紀(jì)40到50年代，限于技術(shù)水平，這一代空空導(dǎo)彈主要攻擊亞音速這樣體積較大、飛行速度較慢的目標(biāo)，攻擊方式為尾追攻擊，采用破片式戰(zhàn)斗部，制導(dǎo)方式為被動紅外制導(dǎo)，采用單級固體火箭發(fā)動機(jī)。典型代表有美國的AIM—9B“響尾蛇”、AIM—7A“麻雀”，前蘇聯(lián)的AA—1等。 第二代空空導(dǎo)彈發(fā)展時間為20世紀(jì)50到60年代，以超音速轟炸機(jī)為攻擊目標(biāo)，為增大殺傷力開始采用連續(xù)桿式戰(zhàn)斗部，采用半主動雷達(dá)制導(dǎo)，最大射程達(dá)50公里，最大飛行速度達(dá)3．0馬赫，具備了一定的攔截和全天候的作戰(zhàn)能力。典型代表有美國的AIM—9D、AIM—7E，法國的“馬特拉”R530，前蘇聯(lián)的AA—6“毒辣”等。 第三代空空導(dǎo)彈發(fā)展時間為20世紀(jì)60到80年代，以具有電子干擾能力的高速機(jī)動目標(biāo)為攻擊對象，重點發(fā)展近距格斗和遠(yuǎn)程攔射導(dǎo)彈，遠(yuǎn)程導(dǎo)彈采用復(fù)合制導(dǎo)，中距導(dǎo)彈采用多普勒雷達(dá)制導(dǎo)，近距導(dǎo)彈主要使用以銻化銦為主的紅外探測器。近距格斗導(dǎo)彈的典型代表有美國的AIM—9L、AIM—7E，法國的“魔術(shù)”R550，遠(yuǎn)程攔射導(dǎo)彈的典型代表美國的“不死鳥”AIM—54A，前蘇聯(lián)的AA—8等。 第四代空空導(dǎo)彈發(fā)展時間為20世紀(jì)80年代至今，這一代空空導(dǎo)彈采用了一系列的先進(jìn)技術(shù)，如先進(jìn)控制技術(shù)、制導(dǎo)與引信一體化設(shè)計技術(shù)等。具備了全天候的作戰(zhàn)能力，發(fā)射后不管的能力以及離軸發(fā)射能力。近距空空導(dǎo)彈一般采用紅外成像導(dǎo)引頭，能識別目標(biāo)的圖像，同時采用推力矢量控制，通過改變固體火箭發(fā)動機(jī)的推力方向來增加導(dǎo)彈的機(jī)動能力。典型代表有美國的AIM—9X、AIM—120，俄羅斯的AA—10，法國的“米卡”MICA等。 第五代空空導(dǎo)彈的發(fā)展時間為20世紀(jì)90年代末至今，目前正處于探索研究階段，未來空中目標(biāo)性能的提高和空戰(zhàn)特點的改變對第五代空空導(dǎo)彈提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)，要求具有大離軸發(fā)射、超視距攻擊、對空對地雙用途等特點，正在研發(fā)的典型代表有美國的“JDRADM”、“AADRM”和“T3”等。這一代空空導(dǎo)彈應(yīng)具備以下戰(zhàn)術(shù)特征： （1）有效打擊高性能空中目標(biāo)； （2）多任務(wù)和多射程； （3）具有優(yōu)良的抗干擾能力； （4）具有全方位立體攻擊能力； （5）具有網(wǎng)絡(luò)化制導(dǎo)能力。 如美國正在研發(fā)的“三類目標(biāo)終結(jié)者”T3，要求具備打擊多種目標(biāo)的能力。例如高性能戰(zhàn)斗機(jī)、巡航導(dǎo)彈等均是其主要攻擊目標(biāo)。雖然大多數(shù)國家對于第五代空空導(dǎo)彈的研究均處于起步階段，但是作為未來空戰(zhàn)中的必殺武器，第五代空空導(dǎo)彈必將成為世界各軍事強(qiáng)國研究的重點。 1.2.2 導(dǎo)彈制導(dǎo)技術(shù)的應(yīng)用現(xiàn)狀及存在問題[1,2,3] 導(dǎo)彈制導(dǎo)技術(shù)包括兩部分內(nèi)容，一是對制導(dǎo)方式的探索，二是對制導(dǎo)規(guī)律的研究兩者在研究過程中可以相對程度的獨立，但在實際應(yīng)用中又是相輔相成、密不可分的。 ?制導(dǎo)方式： 常用的導(dǎo)彈制導(dǎo)方式有自主式制導(dǎo)、遙控式制導(dǎo)和自動尋的式制導(dǎo)。自主式制導(dǎo)又可分為程序控制、慣性制導(dǎo)、天文制導(dǎo)、方案制導(dǎo)和地圖匹配制導(dǎo)等方式。遙控制導(dǎo)有雷達(dá)波束制導(dǎo)、激光制導(dǎo)、衛(wèi)星定位制導(dǎo)、有線指令制導(dǎo)等。自動尋的式制導(dǎo)有主動式、半主動式、被動式制導(dǎo)或紅外、雷達(dá)和電視制導(dǎo)等方式。目前國外先進(jìn)制導(dǎo)方式有毫米波、熱成像、電視、數(shù)字地圖、光導(dǎo)纖維等。 紅外制導(dǎo)是一種利用紅外跟蹤和測量的方法導(dǎo)引和控制導(dǎo)彈等飛向攻擊目標(biāo)的制導(dǎo)技術(shù)。導(dǎo)彈等制導(dǎo)武器上的紅外導(dǎo)引頭接收來自目標(biāo)輻射的紅外信號，經(jīng)過光學(xué)調(diào)制和信息處理后，得出目標(biāo)的位置參數(shù)，用于跟蹤目標(biāo)和控制導(dǎo)彈飛向目標(biāo)。 紅外尋的制導(dǎo)的優(yōu)點：①制導(dǎo)精度高，由于紅外探測器捕獲和跟蹤目標(biāo)本身所輻射的紅外能量來實現(xiàn)尋的制導(dǎo),其分辨率高，且不受無線電干擾的影響；②可發(fā)射后不管,武器發(fā)射系統(tǒng)發(fā)射后即可離開，由于采用被動的工作方式；導(dǎo)彈本身不輻射用于制導(dǎo)的能量，也不需要其他的照射能源，攻擊隱蔽性好；③彈上制導(dǎo)設(shè)備簡單、體積小、質(zhì)量輕、成本低、工作可靠。 紅外尋的制導(dǎo)的缺點：①受氣候影響大，不能全天候作戰(zhàn)，雨、霧天氣紅外輻射被大氣吸收和衰減的現(xiàn)象很嚴(yán)重，在煙塵、霧、霾的地面背景中其有效性也大為下降；②容易受到激光、陽光、紅外誘餌的干擾和其他熱源的誘騙，偏離和丟失目標(biāo)；③作用距離有限，一般用于近程導(dǎo)彈的制導(dǎo)系統(tǒng)或中遠(yuǎn)程導(dǎo)彈的末制導(dǎo)系統(tǒng)。 ?制導(dǎo)規(guī)律： 經(jīng)典制導(dǎo)規(guī)律主要有追蹤法、平行接近法、比例導(dǎo)引法、三點法、前置角法等，它們以質(zhì)點運動學(xué)研究為特征，不考慮導(dǎo)彈和目標(biāo)的運動學(xué)特性。導(dǎo)引規(guī)律的選取隨著目標(biāo)飛行特性和制導(dǎo)系統(tǒng)的組成不同而不同。例如美國的“響尾蛇”系列空空導(dǎo)彈，它的制導(dǎo)系統(tǒng)采用的是紅外被動式自動尋的系統(tǒng)，它所采用的導(dǎo)引規(guī)律是比例接近法。再如，蘇聯(lián)的薩姆Ⅱ地空導(dǎo)彈，則采用了無線電指令控制的制導(dǎo)系統(tǒng)，他選擇的導(dǎo)引規(guī)律是三點法和前置角法。 1.追蹤法 追蹤法是指導(dǎo)彈在向目標(biāo)飛行的過程中，導(dǎo)彈運動的速度向量應(yīng)每時每刻都指向日標(biāo)。這個導(dǎo)引規(guī)律的最大優(yōu)點在于制導(dǎo)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)較為簡單，但缺點是當(dāng)導(dǎo)彈迎擊目標(biāo)或攻擊近距高飛行目標(biāo)時，彈道彎曲的程度很嚴(yán)重，這樣導(dǎo)彈飛行時所需的法向加速度大，這對導(dǎo)彈的空氣動力、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、制導(dǎo)系統(tǒng)等各方面提出了較高的要求。另外，應(yīng)用這一導(dǎo)引規(guī)律攻擊目標(biāo)時，對導(dǎo)彈飛行速度和目標(biāo)飛行速度之間的比值有較嚴(yán)格的要求，否則在命中點附近造成彈道的過分彎曲。 2.平行接近法 平行接近法是指導(dǎo)彈在接近日標(biāo)的過程中，目標(biāo)視線在空間始終保持平行，就是說導(dǎo)彈接近目標(biāo)的過程中，目標(biāo)視線的轉(zhuǎn)動角速度應(yīng)為零。這種導(dǎo)引規(guī)律使導(dǎo)彈飛行過程中的法向需用加速度為零，所以平行接近法的彈道“平直”是它的突出優(yōu)點。但實現(xiàn)起來相當(dāng)復(fù)雜，而且十分困難，故目前在導(dǎo)彈上實際使用的很少見。 3.比例接近法 比例接近法是指導(dǎo)彈在接近目標(biāo)的過程中，使導(dǎo)彈的速度向量的轉(zhuǎn)動角速度正比于目標(biāo)視線的轉(zhuǎn)動角速度。這種導(dǎo)引規(guī)律下飛行彈道比較平直，而且在技術(shù)上制導(dǎo)系統(tǒng)容易實現(xiàn)。美國“響尾蛇”系列空空導(dǎo)彈、蘇聯(lián)的小型地空導(dǎo)彈“薩姆—7”、法國的空空導(dǎo)彈“瑪特拉”R—530和“瑪特拉”R—550等都是采用了比例導(dǎo)引法。 4.三點法 三點法是指導(dǎo)彈在向目標(biāo)飛行的過程中，導(dǎo)彈、目標(biāo)和制導(dǎo)站始終在一條直線上。這種導(dǎo)引規(guī)律的缺點是彈道彎曲比較嚴(yán)重，需要的法向加速度比較大。特別是當(dāng)?shù)貙諏?dǎo)彈用三點法迎頭攻擊地空高速飛行的目標(biāo)時，這一缺點更為嚴(yán)重。但在技術(shù)上實現(xiàn)比較容易，抗電子干擾的能力較好。 5.前置角法 前置角法是指在導(dǎo)引站導(dǎo)引導(dǎo)彈向目標(biāo)飛行的過程中，使導(dǎo)彈位于目標(biāo)視線前方的某一位置上，也就是使導(dǎo)彈和導(dǎo)引站的連線與目標(biāo)和導(dǎo)引站的連線之間有一定的夾角。這一角度按照一定規(guī)律變化可以保證彈道比較平直。但它的抗干擾能力差一些，實現(xiàn)起來也相對復(fù)雜。 由于經(jīng)典導(dǎo)引方法存在的優(yōu)缺點，出現(xiàn)了現(xiàn)代制導(dǎo)規(guī)律?，F(xiàn)代制導(dǎo)規(guī)律是建立在現(xiàn)代控制論和對策理論上的制導(dǎo)規(guī)律，目前研究較多的有最優(yōu)制導(dǎo)規(guī)律、微分對策制導(dǎo)規(guī)律和自適應(yīng)制導(dǎo)規(guī)律等，現(xiàn)代制導(dǎo)規(guī)律要求獲得目標(biāo)較充分的運動狀態(tài)信息。 ?復(fù)合制導(dǎo)： 由于每種制導(dǎo)方式都有自己獨特的優(yōu)點和明顯的缺點，如自主式制導(dǎo)的作用距離可以很遠(yuǎn)，但是不能攻擊活動目標(biāo)，而且制導(dǎo)設(shè)備全在彈上，要求制導(dǎo)設(shè)備很精密；遙控制導(dǎo)的作用距離較遠(yuǎn)，彈上制導(dǎo)設(shè)備簡單，但制導(dǎo)精度較差，抗干擾能力低；無線電尋的制導(dǎo)設(shè)備的作用距離較近，彈上制導(dǎo)設(shè)備復(fù)雜，但命中精度較高。因此，為了滿足戰(zhàn)術(shù)要求，增加導(dǎo)彈的作用距離，提高導(dǎo)彈的命中精度，常把各種制導(dǎo)方式組合起來，稱為復(fù)合制導(dǎo)。按照組合的方式不同，可分為串聯(lián)制導(dǎo)、并聯(lián)制導(dǎo)和串并聯(lián)制導(dǎo)三種復(fù)合制導(dǎo)。 1.串聯(lián)制導(dǎo) 導(dǎo)彈的飛行線路可分為初段、中段和末段。若導(dǎo)彈在飛行過程中依次由某種制導(dǎo)方式向另一種制導(dǎo)方式過渡,則這樣的組合稱為串聯(lián)制導(dǎo)。導(dǎo)彈在不同的飛行段上采用不同的導(dǎo)引方式、不同的導(dǎo)引規(guī)律,所以不同段的交接班是串聯(lián)制導(dǎo)的首要問題,包括制導(dǎo)方式的(即制導(dǎo)設(shè)備)交接班和制導(dǎo)規(guī)律的交接班。 2.并聯(lián)制導(dǎo) 并聯(lián)復(fù)合制導(dǎo)就是在導(dǎo)彈的整個飛行過程中(或在彈道的某一段上)，同時采用幾種制導(dǎo)方法。并聯(lián)復(fù)合制導(dǎo)有三種復(fù)合方式：①將幾種制導(dǎo)方法復(fù)合在一起，成為一種新的制導(dǎo)體制；②利用不同的制導(dǎo)方法控制導(dǎo)彈的不同運動參數(shù)；③由一種制導(dǎo)方法其主導(dǎo)作用，其它制導(dǎo)方法起輔助和校正作用。 3.串并聯(lián)制導(dǎo) 串并聯(lián)復(fù)合制導(dǎo)是指在導(dǎo)彈的整個制導(dǎo)過程，即采用串聯(lián)復(fù)合制導(dǎo)，又采用并聯(lián)復(fù)合制導(dǎo)。它的典型代表是“愛國者”導(dǎo)彈系統(tǒng)。 1.3 論文的主要工作與章節(jié)安排 論文的主要工作是分析導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng),建立空空導(dǎo)彈運動模型，設(shè)計自動駕駛儀，并對所設(shè)計的控制器進(jìn)行數(shù)字仿真，驗證其有效性和合理性。論文的章節(jié)安排如下: 第一章 緒論：闡述了論文選題的意義及選題的背景,介紹了空空導(dǎo)彈及其制導(dǎo)控制系統(tǒng)的發(fā)展現(xiàn)狀和存在問題,并總結(jié)了導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的新要求和新方法。 第二章 導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)基礎(chǔ)：介紹了制導(dǎo)控制系統(tǒng)的功用、組成及分類,給出了對制導(dǎo)控制的要求；針對自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng),詳細(xì)介紹了其組成、制導(dǎo)誤差信號及制導(dǎo)信號的形成、自尋的導(dǎo)引頭和制導(dǎo)系統(tǒng)的運動學(xué)環(huán)節(jié)。 第三章 空空導(dǎo)彈數(shù)學(xué)建模:介紹了進(jìn)行空空導(dǎo)彈數(shù)學(xué)模型研究常用的坐標(biāo)系；分析了作用在導(dǎo)彈上的力與力矩,在此基礎(chǔ)上建立了導(dǎo)彈動力學(xué)方程和運動學(xué)方程,結(jié)合導(dǎo)彈質(zhì)量變化和對導(dǎo)彈的操縱關(guān)系,建立了空空導(dǎo)彈的運動學(xué)模型；針對本文的采取的控制技術(shù),建立了STT導(dǎo)彈的數(shù)學(xué)模型。 第四章 典型結(jié)構(gòu)過載駕駛儀的解析設(shè)計方法：介紹了經(jīng)典三回路駕駛儀極點配置設(shè)計、解析設(shè)計方法。其中又包含以開環(huán)穿越頻率為約束的解析設(shè)計方法以及直接的解析設(shè)計方法。 第五章 空空導(dǎo)彈自動駕駛儀仿真及驗證：介紹了空空導(dǎo)彈自動駕駛儀設(shè)計中的俯仰偏航通道自動駕駛儀設(shè)計以及滾轉(zhuǎn)通道自動駕駛儀設(shè)計。進(jìn)行了控制系統(tǒng)的參數(shù)設(shè)定及其仿真實驗。  第二章 導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)基礎(chǔ) 導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)是導(dǎo)彈的核心組成部分,它作用是保證導(dǎo)彈命中目標(biāo)。顧名思義,制導(dǎo)控制系統(tǒng)由導(dǎo)引和控制兩個系統(tǒng)組成,它按照作用原理不同可以分為自主式、自動尋的式、遙控式和復(fù)合式。而設(shè)計制導(dǎo)控制系統(tǒng)時要滿足制導(dǎo)精度高、對目標(biāo)的分辨力強(qiáng)、反應(yīng)時間短、控制容量大、抗干擾能力強(qiáng)、可靠性高,易于維護(hù)等要求。 2.1 制導(dǎo)控制系統(tǒng)功用和組成 制導(dǎo)控制系統(tǒng),用來探測和測定導(dǎo)彈相對目標(biāo)的飛行情況,計算到達(dá)實際位置與預(yù)定位置的飛行偏差,形成導(dǎo)引指令,并操縱導(dǎo)彈改變飛行方向,使其沿預(yù)定的彈道或根據(jù)目標(biāo)的運動情況隨時修正自己的彈道,直至飛向目標(biāo)。制導(dǎo)控制系統(tǒng)分為導(dǎo)引和控制兩個系統(tǒng),如下圖所示[4]： 目標(biāo)運動參數(shù) 導(dǎo)彈、目標(biāo)傳感器 彈體 導(dǎo)彈姿態(tài)敏感元件 操縱面位置敏感元件 操縱面 作動裝置 計算機(jī) 控制系統(tǒng) 導(dǎo)引指令形成裝置 導(dǎo)引系統(tǒng) 導(dǎo)彈運動參數(shù) 圖2-l 導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)基本組成 導(dǎo)引系統(tǒng)用來測定和探測導(dǎo)彈相對目標(biāo)和發(fā)射點的位置,按照要求的彈道形成導(dǎo)引指令,并把導(dǎo)引指令送給控制系統(tǒng)。導(dǎo)引系統(tǒng)通常由導(dǎo)彈、目標(biāo)位置和運動敏感器(或觀測器)及導(dǎo)引指令形成裝置等組成。 控制系統(tǒng)響應(yīng)導(dǎo)引系統(tǒng)來的指令信號,產(chǎn)生作用力迫使導(dǎo)彈改變航向,使導(dǎo)彈沿著要求的彈道飛行,控制系統(tǒng)的另一個重要任務(wù)是穩(wěn)定導(dǎo)彈的飛行?？刂葡到y(tǒng)通常由導(dǎo)彈姿態(tài)敏感元件、操縱而位置敏感元件、計算機(jī)(或綜合比較放大器)、作動裝置和操縱面等組成。 導(dǎo)彈發(fā)射后,目標(biāo)、導(dǎo)彈敏感器不斷測量導(dǎo)彈相對要求的彈道的偏差,并將此偏差送給導(dǎo)引指令形成裝置。導(dǎo)引指令形成裝置將該偏差信號加以變換和計算,形成導(dǎo)引指令,該指令要求導(dǎo)彈改變導(dǎo)彈航向和速度。導(dǎo)引指令信號送給控制系統(tǒng),經(jīng)變換、放大,通過作動裝置驅(qū)動操縱面偏轉(zhuǎn)、改變導(dǎo)彈的飛行方向,使導(dǎo)彈回到要求的彈道上來；當(dāng)導(dǎo)彈受到干擾,姿態(tài)角發(fā)生變化時,導(dǎo)彈姿態(tài)敏感元件檢測到此姿態(tài)偏差信號,并以電信號的形式送入計算機(jī),從而操縱導(dǎo)彈恢復(fù)到原來的姿態(tài),保證導(dǎo)彈沿著要求的彈道飛行。操縱面位置敏感元件能感受操縱面位置,并以電信號的形式送入計算機(jī)。計算機(jī)接收導(dǎo)引信號、導(dǎo)彈姿態(tài)運動信號和操縱面位置信號,經(jīng)過比較和計算,形成控制信號,以驅(qū)動作動裝置。 2.2 制導(dǎo)控制系統(tǒng)分類 按照作用原理不同,將導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)分為以下4類:自主式制導(dǎo)系統(tǒng)、自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng)、遙控制導(dǎo)系統(tǒng)、復(fù)合制導(dǎo)系統(tǒng)。 1.自主式制導(dǎo)系統(tǒng) 導(dǎo)引指令信號僅由彈上制導(dǎo)設(shè)備敏感地球或宇宙空間物質(zhì)的物理特性而產(chǎn)生制導(dǎo)系統(tǒng)和目標(biāo)、指揮站不發(fā)生關(guān)系,稱為自主制導(dǎo)。 導(dǎo)彈發(fā)射前,預(yù)先設(shè)置了導(dǎo)彈的彈道；導(dǎo)彈發(fā)射后,彈上制導(dǎo)系統(tǒng)的敏感元不斷測量預(yù)定的參數(shù),如導(dǎo)彈的加速度、導(dǎo)彈的姿態(tài)、天體的位置、地貌特征等。這些參數(shù)在彈上經(jīng)適當(dāng)處理,與預(yù)定的參數(shù)進(jìn)行比較,一旦出現(xiàn)偏差、便產(chǎn)生導(dǎo)引指令使導(dǎo)彈飛向預(yù)定的目標(biāo)。 為了確定導(dǎo)彈的位置,在其上必須安裝位置測量系統(tǒng)。常用的測量系統(tǒng)有磁測量系統(tǒng)、慣性系統(tǒng)、天文導(dǎo)航系統(tǒng)等。自主式制導(dǎo)設(shè)備是一種由各種不同作用原理的儀表所組成的十分復(fù)雜的動力學(xué)系統(tǒng)。 采用自主式制導(dǎo)的導(dǎo)彈,由于和目標(biāo)及指揮站不發(fā)生任何關(guān)系,隱蔽性好,不易被干擾。導(dǎo)彈的射程遠(yuǎn),制導(dǎo)精度也比較高。但導(dǎo)彈一經(jīng)發(fā)射出去,其飛行彈道就不能再改變,所以只能攻擊固定目標(biāo)。自主式制導(dǎo)系統(tǒng)一般用于彈道導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈和某些戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈(如地空導(dǎo)彈)的初始飛行段。 2.自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng) 利用目標(biāo)輻射或反射的能量(如電磁波、紅外線、激光、可見光等),靠彈上制導(dǎo)設(shè)備測量目標(biāo)、導(dǎo)彈相對運動的參數(shù),按照確定的關(guān)系直接形成導(dǎo)引指令,使導(dǎo)彈一飛向目標(biāo)的制導(dǎo)系統(tǒng),稱為自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng)。 導(dǎo)彈發(fā)射后,彈上的制導(dǎo)系統(tǒng)接收來自目標(biāo)的能量,角度敏感器覺察出導(dǎo)彈接近目標(biāo)時的方向偏差,彈上計算機(jī)依照偏差形成導(dǎo)引指令,使導(dǎo)彈飛向目標(biāo)。自動尋的制導(dǎo)與自主式制導(dǎo)的區(qū)別在于導(dǎo)彈和目標(biāo)間有聯(lián)系,即存在導(dǎo)彈觀測信道。 自動尋的制導(dǎo)可使導(dǎo)彈攻擊高速目標(biāo),制導(dǎo)精度較高,而且導(dǎo)彈與指揮站間沒有直接聯(lián)系,能發(fā)射后不管,但由于它靠來自目標(biāo)的能量檢測導(dǎo)彈的偏差,因此作用距離有限,且易受外界干擾。 自動尋的制導(dǎo)一般用于空空導(dǎo)彈、地空導(dǎo)彈、空地導(dǎo)彈和某些彈道導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈的飛行末段,以提高末段制導(dǎo)精度。 3.遙控制導(dǎo)系統(tǒng) 由導(dǎo)彈以外的指揮戰(zhàn)向?qū)棸l(fā)出導(dǎo)引信息的制導(dǎo)系統(tǒng),稱為遙控制導(dǎo)系統(tǒng)。這里所說的導(dǎo)引信息可能是導(dǎo)引指令,也可能是導(dǎo)彈位置信息。根據(jù)導(dǎo)引指令在制導(dǎo)系統(tǒng)中形成的部位不同,遙控制導(dǎo)又分為駕束制導(dǎo)和遙控指令制導(dǎo)。 駕束制導(dǎo)系統(tǒng)中,遙控站發(fā)出波束(如無線電波束、激光波束等)指示導(dǎo)彈的位置,導(dǎo)彈在波束內(nèi)飛行,彈上的制導(dǎo)設(shè)備能感受到它偏離波束中心的方向和距離,并產(chǎn)生相應(yīng)的導(dǎo)引指令,操縱導(dǎo)彈飛向目標(biāo)。在多數(shù)駕束制導(dǎo)系統(tǒng)中,指揮站發(fā)出的波束應(yīng)始終跟蹤目標(biāo)。 遙控指令制導(dǎo)中,由指揮站的導(dǎo)引設(shè)備同時測量目標(biāo)和導(dǎo)彈的位置運動參數(shù),并在指揮站形成制導(dǎo)指令,該指令送到彈上,彈上控制系統(tǒng)操縱導(dǎo)彈飛向目標(biāo)。遙控制導(dǎo)系統(tǒng)與自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的區(qū)別也很明顯。前者,在導(dǎo)彈發(fā)射后,指揮站必須對目標(biāo)進(jìn)行觀測,并通過其遙控信道向?qū)棽粩喟l(fā)出導(dǎo)引信息；后者,在導(dǎo)彈發(fā)射后,只由彈上制導(dǎo)設(shè)備通過目標(biāo)信道對目標(biāo)進(jìn)行觀測,并形成導(dǎo)引指令。因此,遙控制導(dǎo)系統(tǒng)的制導(dǎo)設(shè)備分別安裝在指揮站和彈體上,而自動尋的制導(dǎo)設(shè)備基本都安裝在導(dǎo)彈上。 遙控制導(dǎo)系統(tǒng)多用于地空導(dǎo)彈和一些空空導(dǎo)彈、空地導(dǎo)彈,有些戰(zhàn)術(shù)巡航導(dǎo)彈也用遙控指令制導(dǎo)來修正其航向。 4.復(fù)合制導(dǎo)系統(tǒng) 當(dāng)要求較高時,根據(jù)目標(biāo)特性和需要完成的任務(wù),可以把前三種方式以不同的形式組合起來,以取長補(bǔ)短,進(jìn)一步提高制導(dǎo)系統(tǒng)的性能。例如,導(dǎo)彈飛行初始段采用自主制導(dǎo),將其導(dǎo)引到要求的區(qū)域；中段采用遙控指令制導(dǎo),從而較精確的把導(dǎo)彈導(dǎo)引到目標(biāo)附近；末段用自動尋的制導(dǎo)。這樣不僅增大了制導(dǎo)系統(tǒng)的作用距離,更重要的是提高了制導(dǎo)精度。當(dāng)然還可以采用自主+自動尋的制導(dǎo),遙控+自動尋的制導(dǎo)等組合制導(dǎo)系統(tǒng)。 復(fù)合制導(dǎo)在轉(zhuǎn)換方式過程中,各種制導(dǎo)設(shè)備的工作必須協(xié)調(diào)過渡,使導(dǎo)彈的彈道能平滑的連接起來。復(fù)合制導(dǎo)應(yīng)用十分廣泛,如地空導(dǎo)彈、空地導(dǎo)彈、地地導(dǎo)彈等。 2.3 對制導(dǎo)控制系統(tǒng)的要求 2.3.1 制導(dǎo)控制系統(tǒng)的要求 對制導(dǎo)控制系統(tǒng)的主要要求是制導(dǎo)精度要高,對目標(biāo)的分辨力要強(qiáng),反應(yīng)時間應(yīng)盡量短,控制容量要大,抗干擾能力要強(qiáng)和有高的可靠性和好的可維護(hù)性等。 1.制導(dǎo)精度 制導(dǎo)精度是制導(dǎo)系統(tǒng)最重要的指標(biāo),通常用脫靶量來表示。所謂脫靶量就是指導(dǎo)彈在制導(dǎo)過程中與目標(biāo)間的最近距離。導(dǎo)彈的脫靶量不能超過導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部的殺傷半徑,否則導(dǎo)彈便不能以預(yù)定概率殺傷目標(biāo)。目前戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的脫靶量幾米甚至有的可與目標(biāo)相撞。戰(zhàn)略導(dǎo)彈,由于戰(zhàn)斗部威力大,目前的脫靶量可以達(dá)到幾十米。 2.對目標(biāo)的分辨率 被攻擊的目標(biāo)附近有其他非指定目標(biāo)時,制導(dǎo)系統(tǒng)必須對目標(biāo)有較高的距離、角度分辨率。制導(dǎo)系統(tǒng)對目標(biāo)的分辨率主要由其傳感器的測量精度決定。要提高對目標(biāo)的分辨率,必須采用高分辨能力的目標(biāo)傳感器。目前制導(dǎo)系統(tǒng)對目標(biāo)的距離分辨率可達(dá)到幾米以內(nèi),對目標(biāo)的角度分辨率可以達(dá)到毫弧級以內(nèi)。 3.反應(yīng)時間 一般來說,反應(yīng)時間應(yīng)由防御的指揮、控制、通信和情報系統(tǒng)和制導(dǎo)系統(tǒng)的性能決定,但對攻擊活動目標(biāo)的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈,則主要山制導(dǎo)系統(tǒng)決定。當(dāng)導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)的搜索探測設(shè)備對目標(biāo)識別和進(jìn)行威脅判定后,立即計算目標(biāo)并選定應(yīng)射擊的目標(biāo)；制導(dǎo)系統(tǒng)便接受被指定的目標(biāo),對目標(biāo)進(jìn)行跟蹤(照射),并指令轉(zhuǎn)動發(fā)射設(shè)備、截獲目標(biāo)、計算發(fā)射數(shù)據(jù)、執(zhí)行發(fā)射操作等,此后,導(dǎo)彈從發(fā)射設(shè)備射出。制導(dǎo)系統(tǒng)執(zhí)行上述操作所需要的時間稱為反應(yīng)時間。提高制導(dǎo)系統(tǒng)反應(yīng)時間的主要途徑時提高制導(dǎo)系統(tǒng)準(zhǔn)備工作的自動化程度,例如,使跟蹤、瞄準(zhǔn)自動化,發(fā)射前測試自動化等。目前,技術(shù)先進(jìn)的彈道導(dǎo)彈反應(yīng)時間可縮短到達(dá)幾分鐘,近程地空導(dǎo)彈的反應(yīng)時間可達(dá)到幾秒鐘。 4.控制容量 控制容量是對地空、空空導(dǎo)彈的主要要求之一。它是指制導(dǎo)系統(tǒng)能同時觀測的目標(biāo)和制導(dǎo)的導(dǎo)彈的數(shù)量。在同一時間內(nèi),制導(dǎo)一枚或多枚導(dǎo)彈攻擊同目標(biāo)的制導(dǎo)系統(tǒng)稱為單目標(biāo)信道系統(tǒng),制導(dǎo)多枚導(dǎo)彈能攻擊多個目標(biāo)的制導(dǎo)系統(tǒng)稱為多目標(biāo)多導(dǎo)彈信道系統(tǒng)?？湛諏?dǎo)彈和地空導(dǎo)彈多采用多目標(biāo)多導(dǎo)彈信道系統(tǒng),以增強(qiáng)導(dǎo)彈武器對多目標(biāo)入侵的防御能力。 提高制導(dǎo)系統(tǒng)控制容量的主要途徑是采用具有高性能的目標(biāo)、導(dǎo)彈敏感器和快速處理信號能力的導(dǎo)引設(shè)備,以便在大的空域內(nèi)跟蹤、記憶和實時處理多個目標(biāo)信號,也可采用多個制皆系統(tǒng)組合使用的方法。目前,技術(shù)先進(jìn)的地空導(dǎo)彈導(dǎo)引設(shè)備,能夠處理幾百個目標(biāo)的數(shù)據(jù),跟蹤幾十個目標(biāo),制導(dǎo)幾批導(dǎo)彈分別攻擊不同的目標(biāo)。 5.抗干擾能力和生存能力 抗干擾能力和生存能力是指遭到敵方襲擊、電子對抗、反導(dǎo)對抗和受到內(nèi)部、外部干擾時,制導(dǎo)系統(tǒng)保持其正常工作的能力。對多數(shù)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈,要求的是抗干擾能力。為提高制導(dǎo)系統(tǒng)的抗干擾能力,一是采用新開辟的技術(shù),使制導(dǎo)系統(tǒng)對干擾不敏感；二是使制導(dǎo)系統(tǒng)的工作具有突然性、欺騙性和隱蔽性,使敵方不易察覺制導(dǎo)系統(tǒng)是否在工作；三是制導(dǎo)系統(tǒng)采用幾種模式工作,一種模式被干擾時,立即轉(zhuǎn)為另一種模式。而對戰(zhàn)略彈道導(dǎo)彈,要求的是生存能力。 為了提高生存能力,導(dǎo)彈可在井下或水下發(fā)射、機(jī)動發(fā)射等。為了提高突防能力,可采用多彈頭或分導(dǎo)多彈頭制導(dǎo)技術(shù)。 6.可靠性和可維護(hù)性 制導(dǎo)系統(tǒng)在給定的時間和條件下,不發(fā)生故障的工作能力稱為制導(dǎo)系統(tǒng)的可靠性。它取決于系統(tǒng)內(nèi)各組件、元件的可靠性及由結(jié)構(gòu)決定的其他組件、元件及整個系統(tǒng)的影響。目前技術(shù)先進(jìn)的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)的可靠性可達(dá)95%以下,導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)的可靠性在80%~90%之間。 制導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)生故障后,在特定的停機(jī)時間內(nèi),系統(tǒng)被修復(fù)到正常的概率,稱為制導(dǎo)系統(tǒng)的可維護(hù)性。它主要取決于系統(tǒng)的內(nèi)設(shè)備、組件、元件的安裝,人機(jī)接口、檢測設(shè)備、維護(hù)程序、維護(hù)環(huán)境等。目前,技術(shù)先進(jìn)的制導(dǎo)系統(tǒng)用計算機(jī)進(jìn)行故障診斷,內(nèi)部多采用接插件,維護(hù)場地配置合理,環(huán)境舒適,并采用最佳維護(hù)程序,因而大大提高了制導(dǎo)系統(tǒng)的可維護(hù)性。 2.3.2 空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的新要求及新方法 空空導(dǎo)彈作為一種高精度的制導(dǎo)武器,在飛行過程中依靠自身動力裝置前進(jìn)，并由制導(dǎo)控制系統(tǒng)導(dǎo)引、控制其飛行軌跡,最終導(dǎo)向目標(biāo)。制導(dǎo)控制系統(tǒng)就是保證導(dǎo)彈在飛行過程中,能夠克服各種干擾因素,使導(dǎo)彈按照預(yù)先規(guī)定的彈道、或根據(jù)目標(biāo)的運動情況隨時修正自己的彈道,使之命中目標(biāo)的自動控制系統(tǒng)。 1.根據(jù)空空導(dǎo)彈的發(fā)展趨勢和特點,對其制導(dǎo)控制系統(tǒng)提出了新的要求： ①能夠?qū)Ω抖嗄繕?biāo)； ②可以對抗各種電磁和光學(xué)干擾； ③能檢測弱小信息的目標(biāo)； ④具有快速反應(yīng)高機(jī)動過載的能力； ⑤制導(dǎo)控制系統(tǒng)具有優(yōu)良勝能和適應(yīng)各種工作環(huán)境的能力； ⑥制導(dǎo)控制技術(shù)的智能化。 2.空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)采用的新技術(shù)： ①相控陣?yán)走_(dá)技術(shù)：相控陣?yán)走_(dá)采用電子掃描,具有多波束,能夠同時對多目標(biāo)完成搜索、識別、跟蹤和電子對抗任務(wù)； ②成像技術(shù)：隨著固態(tài)微波、毫米波器件和光學(xué)、紅外多元平面陣列器件的發(fā)展,不再需要掃描機(jī)構(gòu)即可實現(xiàn)成像,這樣可大人簡化彈上結(jié)構(gòu),提高抗干擾能力； ③微電子技術(shù)和計算機(jī)技術(shù)：采用大規(guī)模集成電路,不斷提高各種設(shè)備的功能,而且大大縮小設(shè)備的體積,增強(qiáng)系統(tǒng)可靠性； ④快速反應(yīng)技術(shù):快速反應(yīng)技術(shù)主要包括對目標(biāo)信息的快速處理、制導(dǎo)控制設(shè)備的快速準(zhǔn)備等； ⑤用現(xiàn)代控制理論進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計：近年來控制理論和計算機(jī)技術(shù)的迅速發(fā)展,制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計有必要也有可能應(yīng)用新的設(shè)計方法以縮短設(shè)計周期,提高設(shè)計質(zhì)量。例如:目前最優(yōu)理論在制導(dǎo)控制系統(tǒng)各個領(lǐng)域如最優(yōu)濾波、最優(yōu)制導(dǎo)律、快速機(jī)動、快速引入等方面都得到了充分的應(yīng)用； ⑥智能化技術(shù)：智能化技術(shù)首先是要在復(fù)雜的作戰(zhàn)環(huán)境(各種氣候、火光、塵土、煙霧、地場)和各種干擾條件下探測和選出目標(biāo)、識別目標(biāo)并進(jìn)行自動火力分配。 3.制導(dǎo)控制系統(tǒng)先進(jìn)控制技術(shù) ①靜不穩(wěn)定導(dǎo)彈控制技術(shù)： 現(xiàn)代戰(zhàn)場對戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的性能提供了非常高的要求,放寬靜穩(wěn)定度設(shè)計能較大幅度的提高導(dǎo)彈的機(jī)動性、飛行速度、飛行斜距,減少結(jié)構(gòu)質(zhì)量和翼展尺寸,是隨控布局設(shè)計中的重要組成部分。引入靜不穩(wěn)定設(shè)計的另一個原因是大迎角時示導(dǎo)彈設(shè)計方法的興起。對導(dǎo)彈嚴(yán)格的翼展限制、高機(jī)動要求和對飛行器大迎角空氣動力特性的深入研究極大的促進(jìn)了導(dǎo)彈大迎角飛行控制技術(shù)的研究和應(yīng)用。 ②大迎角飛行控制技術(shù)： 近些年來，飛機(jī)和導(dǎo)彈等空中目標(biāo)的機(jī)動能力得到了很大的提高。為了有效的攔截這些目標(biāo),導(dǎo)彈的機(jī)動能力必須有更大的提高。提高導(dǎo)彈機(jī)動過載的有效途徑之一是提高導(dǎo)彈的最大使用迎角。從國內(nèi)外的研究情況看,把最大使用迎角提高到40°~60°，可將導(dǎo)彈的機(jī)動過載提高到35~60，這足以滿足高機(jī)動導(dǎo)彈的技術(shù)指標(biāo)要求。然而，大迎角情況下導(dǎo)彈的空氣動力學(xué)特性將變得十分復(fù)雜，主要表現(xiàn)在非線性耦合和參數(shù)不確定等方面。依照常規(guī)方法設(shè)計的飛行控制系統(tǒng)可能無法滿足工程實際的性需要，必須進(jìn)行相應(yīng)的大迎角飛行控制技術(shù)研究。 ③推力矢量控制技術(shù)： 控制系統(tǒng)是戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈中最重要的組成部分之一,因此無論是用多么先進(jìn)的制導(dǎo)系統(tǒng),多么巧妙的自動駕駛儀來補(bǔ)償不利的空氣動力學(xué)特性,若控制系統(tǒng)不能產(chǎn)生使控制指令實現(xiàn)的控制力,那么他們都將毫無用處。通常這些控制力是由可動的空氣動力舵面產(chǎn)生的,但隨著對導(dǎo)彈機(jī)動性的要求越來越高,使用迎角越來越大,己經(jīng)促使各種新型控制技術(shù)的出現(xiàn)和發(fā)展,推力矢量控制技術(shù)就是其中之一。 推力矢量控制是一種通過控制主推力相對彈軸的偏移產(chǎn)生改變導(dǎo)彈方向所需力矩的控制技術(shù)。顯然這種方法不依靠氣動力,即使在低速、高空狀態(tài)下仍可產(chǎn)生很大的控制力矩。正因為推力矢量控制具有氣動力控制不具備的優(yōu)良特性,所以在現(xiàn)代導(dǎo)彈設(shè)計中得到了廣泛的應(yīng)用。 ④接力控制技術(shù)： 導(dǎo)彈對高速、大機(jī)動目標(biāo)的有效攔截依賴以下兩個基本因素:導(dǎo)彈具有足夠大的可用過載、導(dǎo)彈的動態(tài)響應(yīng)時間足夠快。 空氣舵控制導(dǎo)彈的時間常數(shù)一般在150~350ms,在目標(biāo)大機(jī)動條件下保證很高的控制精度是十分困難的。在直接力控制導(dǎo)彈中,直接力控制部件的時間常數(shù)一般在5~20ms,因此可以有效的提高導(dǎo)彈的制導(dǎo)粘度。 ⑤傾斜轉(zhuǎn)彎控制技術(shù)： 近年來,傾斜轉(zhuǎn)彎(BTT)技術(shù)用于自動尋的導(dǎo)彈的控制受到了人們的重視。使用該技術(shù)導(dǎo)引導(dǎo)彈的特點是,在導(dǎo)彈攔截過程中,隨時控制導(dǎo)彈繞縱軸轉(zhuǎn)動,使其理想的法向過載矢量總是落在導(dǎo)彈的對稱面上?，F(xiàn)在,大多數(shù)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈與BTT控制不同,導(dǎo)彈在尋的過程中,保持彈體相對縱軸穩(wěn)定不動,控制導(dǎo)彈在俯仰與偏航兩個平面上產(chǎn)生相應(yīng)的法向過載,其合成法向力指向控制規(guī)律所要求的方向,這種控制技術(shù)稱為側(cè)滑轉(zhuǎn)彎(STT)技術(shù)。對STT導(dǎo)彈,所要求的法向過載矢量相對導(dǎo)彈彈體而言,其空間位置是任意的。而BTT導(dǎo)彈則由于滾轉(zhuǎn)控制的結(jié)果,所需要的法向過載最終總落在導(dǎo)彈的有效升力面上。 BTT技術(shù)的出現(xiàn)和發(fā)展與改善戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的機(jī)動性、準(zhǔn)確性、速度、射程等性能指標(biāo)緊密相關(guān)。根據(jù)導(dǎo)彈氣動外形及配置的動力裝置不同,BTT控制可以是BTT—45°、BTT—90°、BTT—180°,它們的區(qū)別是在制導(dǎo)過程中,控制導(dǎo)彈可能滾轉(zhuǎn)的角度范圍不同,即45°、90°、180°。其中BTT—45°控制型適用于軸對稱型（十字型彈翼)的導(dǎo)彈。BTT系統(tǒng)控制導(dǎo)彈滾動,從而使需要的法向過載落在它的有效升力面上,由于軸對稱導(dǎo)彈有兩個互相垂直的對稱面,所以在制導(dǎo)過程的任一瞬間,只要控制導(dǎo)彈滾動小于或等于45°,即可實現(xiàn)所需要的法向過載落在它的有效升力面上。 ⑥傾斜轉(zhuǎn)彎導(dǎo)彈制導(dǎo)技術(shù)： BTT導(dǎo)彈復(fù)雜的非線性動力學(xué)和運動學(xué)特性要求導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)具有更強(qiáng)的非線性信息處理能力。從理論角度來看,以最優(yōu)控制理論為基礎(chǔ)的BTT導(dǎo)彈制導(dǎo)規(guī)律能夠有效的發(fā)揮BTT的控制能力。因為計算的復(fù)雜性造成最優(yōu)控制解常常是開環(huán)形式,在工程實現(xiàn)上是很困難的。利用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的非線性逼近能力,通過訓(xùn)練得到以最優(yōu)控制為基礎(chǔ)的BTT導(dǎo)彈神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)制導(dǎo)規(guī)律,這個研究成果對最優(yōu)導(dǎo)引規(guī)律走向工程化有重要意義。 ⑦導(dǎo)彈多模制導(dǎo)技術(shù)： 近幾年來,隨著導(dǎo)彈所攻擊目標(biāo)的技術(shù)和使用方式的發(fā)展,越來越需要提高導(dǎo)彈系統(tǒng)遠(yuǎn)程攻擊能力、目標(biāo)識別能力、快速反應(yīng)和精確制導(dǎo)能力。因此將各種制導(dǎo)方式串聯(lián)和并聯(lián)組合,巧妙利用各自長處的復(fù)合制導(dǎo)方式是解決問題的有效技術(shù)途徑。一般可以將復(fù)合制導(dǎo)系統(tǒng)劃分為制導(dǎo)方式復(fù)合和導(dǎo)引頭復(fù)合兩種情況。 不同制導(dǎo)方式復(fù)合的復(fù)合制導(dǎo)系統(tǒng)將含不同種制導(dǎo)方式在內(nèi)的復(fù)合指令、程控、尋的等各種制導(dǎo)方式按照時間順序復(fù)合起來,以提高導(dǎo)彈的遠(yuǎn)程攻擊能力。常見的情況是用于對地攻擊的防區(qū)外發(fā)射導(dǎo)彈、中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈、中遠(yuǎn)程地空導(dǎo)彈等。 復(fù)合尋的制導(dǎo)系統(tǒng)是指在導(dǎo)彈的自動尋的階段同時或交替使用兩種或兩種以上的導(dǎo)引頭來制導(dǎo)導(dǎo)彈飛行。復(fù)合尋的制導(dǎo)系統(tǒng)包括主動、半主動、被動方式復(fù)合和射頻、光學(xué)復(fù)合兩種類型。 2.4 自尋的制導(dǎo)控制系統(tǒng) 2.4.1自尋的制導(dǎo)控制系統(tǒng)原理及組成 自尋的制導(dǎo)系統(tǒng)也稱自導(dǎo)引,它用彈上的制導(dǎo)設(shè)備接收目標(biāo)輻射或反射的信息實現(xiàn)對目標(biāo)的跟蹤,并形成導(dǎo)引指令,導(dǎo)引導(dǎo)彈飛向目標(biāo)的一種制導(dǎo)技術(shù)。以雷達(dá)制導(dǎo)為例,根據(jù)初始電波能源的位置,雷達(dá)自導(dǎo)引分為主動式、半主動式或被動式三種。主動式雷達(dá)自導(dǎo)引的初始電波能源裝在彈上；半主動式雷達(dá)自導(dǎo)引,照射目標(biāo)的初始電波能源不裝在導(dǎo)彈上,而裝在指揮站內(nèi)；被動式雷達(dá)自導(dǎo)引是利用目標(biāo)發(fā)出的無線電輻射來實現(xiàn)的。 主動式、半主動式和被動式雷達(dá)自導(dǎo)引系統(tǒng),觀測目標(biāo)所需要無線電波的來源不同,但它們在制導(dǎo)過程中,都利用目標(biāo)投射過來的無線電波確定目標(biāo)的位置,且觀測跟蹤目標(biāo)形成導(dǎo)引指令和操縱導(dǎo)彈飛行,都是由彈上設(shè)備完成尋的制導(dǎo)導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)的作用是自動截獲和跟蹤目標(biāo),并以某種自動尋的方法控制導(dǎo)彈產(chǎn)生機(jī)動，最終以一定精度擊毀目標(biāo)。自尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的組成部分:導(dǎo)引頭、穩(wěn)定回路、運動學(xué)環(huán)節(jié)。 控制系統(tǒng) 導(dǎo)引頭 彈體 運動學(xué)環(huán)節(jié) 圖2-2 自動尋的系統(tǒng)組成 1.導(dǎo)引頭：導(dǎo)引頭分為紅外型、雷達(dá)型和激光型等多種,其功用是:根據(jù)來自目標(biāo)的能量(熱輻射、機(jī)關(guān)反射波和無線電波等)自動跟蹤目標(biāo),并給導(dǎo)彈自動駕駛儀提供導(dǎo)引控制指令,給導(dǎo)彈引信和發(fā)射架提供必要的信息。 2.穩(wěn)定回路：穩(wěn)定回路由自動駕駛儀和導(dǎo)彈彈體空氣動力學(xué)環(huán)節(jié)組成,用來穩(wěn)定導(dǎo)彈的角運動,并根據(jù)制導(dǎo)信號產(chǎn)生適當(dāng)?shù)膶?dǎo)彈橫向機(jī)動力,保證導(dǎo)彈在任何飛行條件下按照導(dǎo)引規(guī)律逼近目標(biāo)。 3.運動學(xué)環(huán)節(jié)：運動學(xué)環(huán)節(jié)是一組描述導(dǎo)彈和目標(biāo)間運動關(guān)系的方程,根據(jù)這組方程,將導(dǎo)彈和目標(biāo)質(zhì)心運動的有關(guān)信息反饋彈道導(dǎo)引頭的輸入端,從而形成閉合的尋的制導(dǎo)系統(tǒng)。 2.4.2 制導(dǎo)誤差信號及制導(dǎo)信號的形成 1.制導(dǎo)誤差信號形成 為了構(gòu)造制導(dǎo)信號,必須首先選擇誤差信號的形成方法。這個信號應(yīng)該表征出導(dǎo)彈運動與所需要的導(dǎo)引方法的理論運動之間的偏差。因為任何自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng)能進(jìn)行工作的基本信息是導(dǎo)彈和目標(biāo)相互位置信息。目標(biāo)位標(biāo)器測得的信息是目標(biāo)視線在空間相對位標(biāo)器固聯(lián)坐標(biāo)系與角坐標(biāo)系成正比的信號。此外,在位標(biāo)器輸出端有時也可得出與接近速度和距離成正比的信號。 形成誤差信號的途徑依賴于如何利用目標(biāo)位標(biāo)器信號和在空間如何確定與目標(biāo)位標(biāo)器固聯(lián)的坐標(biāo)系方向。 ①與彈體固聯(lián)的坐標(biāo)系: 位標(biāo)器及其敏感元件(雷達(dá)天線、熱能頭的光學(xué)系統(tǒng)等)與彈體固聯(lián)。這時位標(biāo)器輸出端可得到正比于目標(biāo)方位角的信號。為了減小在導(dǎo)彈繞重心振蕩時產(chǎn)生大的方位角和目標(biāo)機(jī)動時丟失目標(biāo)的危險,通常需要比較大的視場角。 為實現(xiàn)直接導(dǎo)引法,必須使目標(biāo)的方位角滿足ξ=0的條件。從而,誤差應(yīng)由關(guān)系式ε=ζ確定。所以為了形成誤差信號,需要測量方位角的位標(biāo)器,即與彈體固聯(lián)或跟蹤目標(biāo)的位標(biāo)器。 ②按照來流定向的坐標(biāo)系: 按照來流方向定向位標(biāo)器,其敏感元件的軸跟蹤導(dǎo)彈的速度矢量。為了實現(xiàn)這種方案,可以利用動力的風(fēng)標(biāo),位標(biāo)器的敏感元件直接與風(fēng)標(biāo)相連。當(dāng)風(fēng)標(biāo)精確工作時,位標(biāo)器的軸與導(dǎo)彈速度矢量的方向重合,位標(biāo)器輸出端可得到正比于前置角的信號。為了實現(xiàn)這個方法,可由幾種形成誤差信號的方法。例如,可利用帶有動力風(fēng)標(biāo)定向的位標(biāo)器。這時,位標(biāo)器輸出端的信號正比于前置角η,為了得到誤差信號μ*,只要把位標(biāo)器的信號對應(yīng)于給定前置角η*相比較得到。 ③慣性空問定向的坐標(biāo)系: 位標(biāo)器定位的方法中,它的軸穩(wěn)定在空間。為了實現(xiàn)這個方案,位標(biāo)器的敏感元件應(yīng)該機(jī)械的與動力陀螺穩(wěn)定器或具有由固定在空間某方向上的自由陀螺信號控制的隨動裝置相連。該方法通常用于平行接近法的實現(xiàn)方案中,因為平行接近法在工程中很少使用,這里不作進(jìn)一步的討論。 ④目標(biāo)視線定向的坐標(biāo)系(按目標(biāo)距離矢量): 位標(biāo)器的軸指向目標(biāo)視線方向,即指向距離方向。顯然,位標(biāo)器敏感元件應(yīng)該具有相對于彈體旋轉(zhuǎn)的可能性及具有自動跟蹤目標(biāo)的傳動裝置。如果目標(biāo)視線定位位標(biāo)器采用了通常的隨動系統(tǒng),則借助任何角位置傳感器就可測量導(dǎo)彈縱軸與位標(biāo)器之間的夾角,在理想狀態(tài)下,該夾角等于目標(biāo)方位角。在角位置傳感器的輸出端上將得到正比于目標(biāo)方位角的信號。利用陀螺的進(jìn)動性,在不引入其他任何測量設(shè)備的情況下,穩(wěn)定陀螺的輸出端可以近似的得到目標(biāo)視線角速度信號。直接從比例接近法的關(guān)系式出發(fā),可以確定制導(dǎo)誤差信號為形成誤差信號,除了需要視線角速度外,還需測量角速度。這時,作為基本的測量裝置可以采用帶有跟蹤陀螺穩(wěn)定器的位標(biāo)器,以及與測量成正比的法向加速度的線加速度傳感器。 2.制導(dǎo)信號的形成 利用誤差信號形成制導(dǎo)信號,制導(dǎo)信號通過法向過載控制系統(tǒng)最終對導(dǎo)彈的質(zhì)心運動起作用。這樣,輸出給穩(wěn)定系統(tǒng)輸入端的制導(dǎo)信號就是誤差信號的函數(shù)。 當(dāng)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)品質(zhì)與精度要求相互矛盾時,通?？梢酝ㄟ^在控制系統(tǒng)信號中引入誤差信號的導(dǎo)數(shù)來解決。然而,自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng)常常利用最簡單的方法形成制導(dǎo)信號,就是直接使用與誤差信號成正比的信號。這是因為大多數(shù)的自動尋的制導(dǎo)都采用比例導(dǎo)引規(guī)律,用來形成誤差信號的目標(biāo)位標(biāo)器的輸出信號通常有噪聲污染,由于這樣,在制導(dǎo)信號中引入誤差信號的導(dǎo)數(shù)時,制導(dǎo)信號總的噪聲電平激烈增加。如果考慮到自動尋的系統(tǒng)的許多元件有飽和靜態(tài)特性時,這會使系統(tǒng)的動力學(xué)特性極其變壞。為了在目標(biāo)位標(biāo)器的輸出信號中部分地減少噪聲污染量,以及從總體上校正自動尋的系統(tǒng)的動力學(xué)特性,在位標(biāo)器的輸出端可以設(shè)置低頻濾波器。因為采用低頻濾波器只能給出校正制導(dǎo)系統(tǒng)動力學(xué)特性的有限可能性,顯然,制導(dǎo)系統(tǒng)動力學(xué)特性的必要校正可以由校正穩(wěn)定系統(tǒng)的特性來完成。借助于不同的反饋可以在較大的范圍內(nèi)改變穩(wěn)定系統(tǒng)的動力學(xué)特性。因此,穩(wěn)定系統(tǒng)的參數(shù)選擇不僅應(yīng)該滿足對穩(wěn)定系統(tǒng)的特殊要求,同時也應(yīng)該滿足對整個尋的系統(tǒng)的特性來完成。  第三章 空空導(dǎo)彈數(shù)學(xué)建模 從第二章中可以了解到,導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)工作時,首先要由導(dǎo)引系統(tǒng)根據(jù)導(dǎo)彈和目標(biāo)的相對位置關(guān)系,按照要求的彈道給出導(dǎo)引指令,控制系統(tǒng)接受這一指令并做出響應(yīng),產(chǎn)生作用力迫使導(dǎo)彈改變航向,使之沿著要求的彈道飛行,并穩(wěn)定導(dǎo)彈的飛行。這就要求建立導(dǎo)彈的動力學(xué)和運動學(xué)模型,研究導(dǎo)彈的制導(dǎo)規(guī)律和控制規(guī)律正是以此為基礎(chǔ)的。 3.1 常用坐標(biāo)系及坐標(biāo)系之間的關(guān)系 建立描述導(dǎo)彈運動的方程,常常需要定義一些坐標(biāo)系。由于選取不同的坐標(biāo)系,所建立的導(dǎo)彈運動方程組的形式和復(fù)雜程度也會有所不同。因此選用合適的坐標(biāo)系是十分重要的。選取坐標(biāo)系的原則是既能正確地描述導(dǎo)彈的運動,又要使描述導(dǎo)彈運動的方程形式簡單且清晰明了。 3.1.1 常用坐標(biāo)系 1.地面坐標(biāo)系A(chǔ)xyz： 地面坐標(biāo)系與地球固聯(lián),原點A通常取導(dǎo)彈質(zhì)心在水平面上的投影點,Ax軸在水平面內(nèi),指向目標(biāo)在水平面上的投影為正；Ay軸與地面垂直,向上為正；Az軸由按照右手定則確定。地面坐標(biāo)系主要用來作為確定導(dǎo)彈質(zhì)心位置和空間姿態(tài)的基準(zhǔn)。 2.彈體坐標(biāo)系Ox1y1z1： 原點O取在導(dǎo)彈的質(zhì)心上：Ox1軸與彈體縱軸重合，指向頭部為正；y1軸在彈體縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)與Ox1軸垂直，向上為正；Oz1軸垂直與x1Oy1平面其方向按照右手定則確定。此坐標(biāo)系與彈體固聯(lián)，是一個動坐標(biāo)系。 彈體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系配合，可以確定彈體的姿態(tài)。另外，在研究作用在彈體上的推力、推力偏心形成的力矩及氣動力矩時，利用該坐標(biāo)系也比較方便。 3.彈體坐標(biāo)系Ox2y2z2： 原點O去在彈體的質(zhì)心上：Ox2軸與彈體速度矢量V重合；Oy2軸位于包含速度適量的鉛垂面內(nèi)。且與Ox2軸垂直，向上為正；Oz2軸按照右手定則正確。此坐標(biāo)系與導(dǎo)彈速度矢量固聯(lián)，是一個動坐標(biāo)系。彈道坐標(biāo)系主要用于研究導(dǎo)彈質(zhì)心的運動特性，利用該坐標(biāo)系建立的導(dǎo)彈質(zhì)心運動的動力學(xué)方程，在分析和研究彈道特性時比較簡單清晰。 4.速度坐標(biāo)系Ox3y3z3： 原點O取在導(dǎo)彈的質(zhì)心上：Ox3軸與導(dǎo)彈速度矢量V重合；Oy3軸位于彈體縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)與Ox3軸垂直，向上為正；Oz3軸垂直于x3Oy3平面，其方向按照右手定則正確。此坐標(biāo)系與導(dǎo)彈速度矢量固聯(lián)，是一個動坐標(biāo)系。 速度坐標(biāo)系常用來研究作用于導(dǎo)彈上的空氣動力R，該力在速度坐標(biāo)系各軸上的投影分量就是所謂的阻力X，升力Y和側(cè)向力Z。 5.視線坐標(biāo)系： 原點O位于導(dǎo)彈質(zhì)心上。Ox4軸與導(dǎo)彈目標(biāo)視線重合，由導(dǎo)彈指向目標(biāo)為證。Oy4軸位于包含Ox4軸的縱向平面內(nèi)，與Ox4軸垂直，指向上方為正。Oz4軸方向按右手定則正確。顯然，Oz4軸位于側(cè)向平面內(nèi)。 3.1.2 坐標(biāo)系之間的關(guān)系 導(dǎo)彈在飛行過程中，作用在其上的力包括空氣動力、推力、重力等。一般情況下各個力分別定義在上述不同的坐標(biāo)系中。要建立描繪導(dǎo)彈質(zhì)心運動的動力學(xué)方程。必須將分別定義在個坐標(biāo)系中的力變換（投影）到某個選定的、能夠表征的坐標(biāo)系中。各坐標(biāo)系之間的關(guān)系如下圖。 速度坐標(biāo)系 Ox3y3z3 γv α，β 彈道坐標(biāo)系 Ox2y2z2 彈體坐標(biāo)系 Ox1y1z1 地面坐標(biāo)系 Axyz θ，ψv 圖3-1 坐標(biāo)系之間的關(guān)系 1.彈體坐標(biāo)系和地面坐標(biāo)系之間的關(guān)系： 彈體坐標(biāo)系和地面坐標(biāo)系之間的關(guān)系通過，Ψ，γ三個角度來確定。這三個角度分別為： ●俯仰角：導(dǎo)彈的縱軸Ox1和水平面之間的夾角，由水平面向上逆時針旋轉(zhuǎn)至Ox1軸時為正。 ●偏航角Ψ：導(dǎo)彈縱軸Ox1在水平面Axy上的投影與地面坐標(biāo)系中的Ox軸之間的夾角。 ●滾轉(zhuǎn)角γ：導(dǎo)彈的Oy軸與通過Ox1軸的垂面之間的夾角。 2.彈道坐標(biāo)系和地面坐標(biāo)系之間的關(guān)系： 這兩組坐標(biāo)系之間的關(guān)系通過θ和Ψc來確定。定義為： ●彈道傾角θ：導(dǎo)彈中心運動速度向量（即Ox2軸）和地平面之間的夾角。 ●彈道偏角Ψc：導(dǎo)彈中心運動速度向量（即Ox2軸）在地平面上的投影線Ox和Ox軸之間的夾角。 3.彈道坐標(biāo)系和速度坐標(biāo)系之間的關(guān)系： 這兩組坐標(biāo)系的Ox2軸和Ox3軸是重合的，只是Oy2和Oy3軸之間及Oz2和Oz3軸之間有一個夾角γc。也稱γc角為傾斜角。 4.速度坐標(biāo)系和彈體坐標(biāo)系之間的關(guān)系： 速度坐標(biāo)系和彈體坐標(biāo)系之間的關(guān)系取決于下面兩個角度： ●攻角α：相對氣流速度在導(dǎo)彈縱對稱平面內(nèi)的投影Ox與彈體坐標(biāo)系的Ox1軸之間的夾角。 ●側(cè)滑角β：相對氣流速度與導(dǎo)彈對稱平面之間的夾角，正的側(cè)滑角產(chǎn)生負(fù)的側(cè)向力。 3.2 導(dǎo)彈運動學(xué)建模 導(dǎo)彈運動學(xué)方程組是描述作用在導(dǎo)彈上的力和力矩與導(dǎo)彈運動參數(shù)之間關(guān)系的一組方程。它由描述導(dǎo)彈質(zhì)心運動和彈體姿態(tài)變幻的動力學(xué)方程、運動學(xué)方程、導(dǎo)彈質(zhì)量變化方程、角度幾何關(guān)系方程和描述控制系統(tǒng)工作的方程所組成的。 3.2.1 作用在導(dǎo)彈上的力與力矩 導(dǎo)彈在飛行的過程中，作用在導(dǎo)彈上的力要有空氣動力、發(fā)動機(jī)推力和重力?？諝鈩恿κ箍諝鈱υ谄渲羞\動的物體的作用力；推力是發(fā)動機(jī)工作時，發(fā)動機(jī)內(nèi)燃?xì)饬鞲咚賴姵觯瑥亩趯?dǎo)彈上形成與噴流方向相反的作用力，推力是導(dǎo)彈飛行的動力；作用在導(dǎo)彈上的重力是地吸引力和因地球自轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的離心慣性力的合力。當(dāng)空氣動力的作用先不通過導(dǎo)彈質(zhì)心時，形成對質(zhì)心的空氣動力矩；同樣，當(dāng)推力作用線不通過質(zhì)心時，還將會形成對質(zhì)心的推力矩。 1.空氣動力 空氣動力沿速度坐標(biāo)系分解為三個分量，分別為阻力X、升力Y和傾向力Z。實驗表明，空氣動力的大小與來流的動壓頭q和導(dǎo)彈的特征面積S成正比，即： (3-1) 式中，Cx，Cy，Cz為無量綱的比例系數(shù)，分別為阻力系數(shù)、升力系數(shù)、和側(cè)向力系數(shù)；ρ為空氣密度；V為導(dǎo)彈飛行速度。 ●阻力X： (3-2) 阻力系數(shù)主要由實驗確定，主要取決于馬赫數(shù)Ma，雷諾數(shù)Re，攻角α和側(cè)滑角β。 ●升力Y： (3-3) 對于軸對稱導(dǎo)彈升力系數(shù)為： ●側(cè)向力Z： (3-4) 在側(cè)滑角β方向舵的舵面偏轉(zhuǎn)角較小時，側(cè)向力系數(shù)為： 2.推力 假設(shè)推力P沿彈體縱軸Ox1并通過導(dǎo)彈質(zhì)心，則推力在彈體坐標(biāo)系的投影分量為： (3-5) 3.重力 在考慮地球自轉(zhuǎn)的情況下，導(dǎo)彈除受到地心的引力G1外，還受到因地球自轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的離心慣性力Fe，因而作用在導(dǎo)彈上的重力就是地心引力的離心慣性力的矢量和。 G=G1+Fe (3-6) 計算表明，離心慣性力比地心引力的量值小的多，因此，通常把引力視為重力，即： G=G1=mg (3-7) 式中，重力加速度g的大小與導(dǎo)彈的飛行高度有關(guān)，即： (3-8) 式中，g0為地球表面的重力加速度，一般取值為9.81m/s2；R2為地球半徑，一般取值為6371km；H為導(dǎo)彈離地球表面的高度。 4.氣動力矩 俯仰力矩、偏航力矩、滾轉(zhuǎn)力矩分別用無量綱