制導炸彈落角約束制導律設計

一、題目

制導炸彈落角約束制導律設計

二、指導思想和目的要求

為有效打擊各類地下軍事目標，發展航空侵徹炸彈具有迫切的軍事需求和重要的現實意義，而制導方案設計是航空侵徹研制的關鍵部分�，F代戰爭中，隨著地方空中打擊能力的增強，各類防御體系能力也越來越強，具有重要戰略價值的目標（如指揮中心、通訊中心、控制中心等）大批轉入地下，而且防御結構也越來越堅固。對付這類目標，要求戰斗部必須侵入目標內部后爆炸，依靠戰斗部內裝藥爆炸產生的沖擊波來摧毀目標，侵徹炸彈正式對付這類目標的有效武器。

航空侵徹炸彈是指以飛機為發射平臺的機載侵徹炸彈。航空侵徹炸彈在命中目標時，不僅希望得到最小的脫靶量，還希望命中目標時彈體姿態最佳，使得侵徹戰斗部能夠發揮最大效能，取得最佳毀傷效果。因此航空侵徹炸彈的制導方案設計必須綜合考慮攻擊末端對脫靶量、落角(入射方位角)、攻角(側滑角)等末端彈體姿態及末速的約束要求。此外，在航空侵徹炸彈制導方案設計中，如果僅從帶脫靶量、落角(入射方位角)、攻角(側滑角)及末速等多約束條件的最優制導求解，需要制導控制多變量系統的一體化分析設計，難度很大，并且問題和結果都會比較復雜。因此，本文的制導方案設計只考慮落角約束。利用變結構控制理論構建帶有落角約束的滑模面，進而推導出可用于被動尋的帶落角約束的變結構制導律，該制導律能在較低的平飛彈道下，以期望脫靶量和落角命中目標，并具有一定的魯棒性，在合理配置制導參數的情況下，能夠克服被動尋的導彈不能測距的限制。

制導炸彈落角約束制導律設計

三、主要技術指標

1、制導律

引導導彈克服各種干擾因素，按一定規律自動飛向目標的整套設備。導彈制導和控制系統包括導彈制導系統和導彈姿態控制系統兩部分。導彈制導系統由測量裝置和制導計算裝置組成，其功用是測量導彈相對目標的位置或速度，按預定規律加以計算處理，形成制導指令，通過導彈姿態控制系統控制導彈，使它沿著適當的彈道飛行，直至命中目標。導彈姿態控制系統有時又稱為自動駕駛儀，它由敏感裝置、計算裝置和執行機構組成，其功用是保證導彈能穩定地飛行。此外，它接受制導系統送來的制導指令，控制導彈的姿態，改變導彈的飛行彈道，使它命中目標。制導系統、姿態控制系統、導彈彈體和運動學環節一起形成一個閉環的控制回路。

2、帶落角控制的制導律

早期，帶落角約束的制導律研究主要集中在再入飛行器的精確制導上；80年代后期，主要集中在反艦導彈、空地導彈的精確制導上;最近十幾年，由于無人機自主著落時的小落角要求，進一步推動了帶落角約束的制導律研究。

Byung Soo Kim和Jang Gyu Lee基于LOS的比例導引變形方式制導，設計了一種帶落角約束的魯棒制導律�？紤]到導彈速度時變和目標機動對制導帶來的影響，Song T. L.,  Shin S. J.和Cho H研究了一種二維平面內的最優主動尋的制導律。將有限時間內的非線性約束問題轉化為等效的無限時間內的線性規劃問題，Manchester LR.和Savkin A.V.設計了一種循環迭代的比例導引律，并通過理論分析，保證了交匯角誤差和終端脫靶量為零。Jeong S.K., Cho S.J.和Kim E.G則充分利用偏置比例導引的優良性能，利用終端角度偏差和視線角速率為零的條件設計了一種帶落角限制的偏置比例導引律。Yong-In Lee, Chang-Kyung Ryoo,Eulgon Kim等人考慮二維平面內的彈目相對運動情況，在笛卡爾坐標下將導彈速度直接進行分解，將導彈的動態特性引入制導方程，借鑒文獻中求解有制導問題的方法及文獻所給的求解黎卡提方程方法，得到了一種帶落角約束的最優制導律。Ming Xin, S.N. Balakrishnan和Ernest J. Ohlmeyer在基于極坐標系的二維平面上，利用非線性最優控制方法設計了一種適用于低成本武器的制導律。Priya G. Das和Radhakant Padhi基于攻擊靜止目標假設，考慮飛行器自動駕駛儀的一階時延，利用用于轉彎的橫向指令加速度和實際加速度之間的傳遞關系建立制導模型，并利用模型預測控制理論迭代優化的方法實時更新制導參數，推導出了一種非線性準最優的帶落角的制導律。

3、終端主動姿態控制系統設計

對于一般的導彈來說，在攻擊終端對發動機實行關機方案，但對于航空侵徹炸彈來說，由于有對落角的約束要求，所以我們在攻擊終端對其實行主動姿態控制方案，通過主動控制將其彈軸穩定在速度矢量方向。

對于軸對稱布局的航空侵徹炸彈來說，三通道控制器(俯仰、偏航、滾轉)是分開設計的，而俯仰與偏航通道具有很大相似性，所以本次課題僅以俯仰通道(縱向回路)控制攻角為例進行終端主動姿態控制PD設計，同理可以設計偏航和滾轉通道。

四、進度和要求

1-2周：收集和查閱有關制導炸彈、制導律的文獻資料，進行閱讀、分析和總結；

3周：英文科技文獻翻譯；

4周：撰寫綜述報告；

5-6周：學習掌握制導炸彈的制導技術的基礎知識；

8-10周：分析炸彈制導技術的要求，完成炸彈的制導理論學習；

11-13周：完成簡易制導炸彈約束條件下制導律設計，并分析結果；

14-15周：撰寫畢業設計論文

16周：準備論文答辯

摘要

為有效打擊各類地下軍事目標，發展航空侵徹炸彈具有迫切的軍事需求和重要的現實意義，而制導方案設計是航空侵徹炸彈研制的關鍵部分。本文在設計航空侵徹炸彈彈道的基礎上，把方案制導與導引制導相結合，研究了一種適合于航空侵徹炸彈的復合制導方案。

論文的主要工作有：

1、為了便于制導律性能的驗證，論文首先建立了空地制導武器的空間彈道方程以及數字仿真驗證平臺，為落角約束條件下制導律的設計提供了依據和基礎。

2、一般來說，為驗證制導律的設計需進行仿真分析。在仿真驗證過程中，需要建立飛行器的空間彈道方程。為了描述空地制導武器在飛行過程中的運動軌跡，建立空間彈道方程，需要定義一些基本坐標系，并建立各坐標系之間的轉換關系。根據飛行力學原理，建立彈道計算方程，通過編程可以實現對飛行彈道的數值仿真，驗證制導律的實際性能。

論文的第二個主要任務是完成飛行器空間彈道方程的建立，為后續各章制導律的彈道仿真驗證提供便利。任務主要討論了建立空地制導武器空間彈道方程的問題，講述了基本坐標系、彈道方程和彈道仿真三方面的工作。

3、設計了航空侵徹炸彈的飛行彈道。在綜合考慮航空侵徹炸彈末端攻擊約束條件與彈道設計之間的關系的基礎上，設計了由轉彎段、末制導段、姿態控制段組成的彈道，并給出了一種復合制導方案，即轉彎段采用常過載方案制導、末制導段采用最優導引制導、姿態控制段采用姿態控制方案制導。

4、設計了一種最優制導律。對應末制導段的制導問題，文章在最優控制理論的基礎上，將航空侵徹炸彈的過載信息引入最優導引律設計，在綜合考慮落角（入射角）約束要求的情況下，設計了一種最優制導律。

5、設計了一種末端主動姿態控制方案。對應姿態控制段，為了實現攻擊末端的小攻角要求，設計了一種主動姿態對準的制導方法。

6、最后，論文針對該復合制導方案，編制仿真程序進行了仿真試驗，驗證了該制導方案的可行性。

關鍵詞：制導律，航空侵徹炸彈，落角約束條件，過載，最優制導，姿態控制

制導炸彈落角約束制導律設計

Abstract

To ensure an effective attack to various underground military targets, it is of urgentmilitary demand and realistic significance to develop aerial penetrating bomb, of whichguidance scheme design is a crucial part. Based on aerial penetrating bomb trajectorydesign, combining scheme guidance and navigation guidance, this thesis researches on acompound guidance scheme adaptable to aerial penetrating bomb.

The thesis is mainly concerned with the follows:

Firstly, the trajectory model of air-to-surface guided weapon and the simulation system are presented for the deficiencies of the tradition guidance law in the dissertation. Accordingly, the deficiencies of the tradition guidance law were analyzed from the simulation results. 

Secondly,in general, verifying the design of the guidance law needs simulation analysis. In the simulation process, it needs to build aircraft’s spatial ballistic equation. In order to describe the trajectory of space weapons during the flight and build the space trajectory equation, it must define some basic coordinate systemand establish the conversion relation between the coordinate system. According to the flight dynamics principle, establishing the trajectory equation, the program can implement numerical simulation on trajectory, verify the actual performance of guidance law.

So, the second main task of the test is to establish complete aircraft trajectory equation, provides the convenience for the later chapters guidance trajectory simulation validation. The task mainly discuss the establishment of air to ground guided weapon trajectory equations of the problem, describes the basic coordinate system, ballistic trajectory simulation equations and three aspects of the work.

Thirdly, the design of aerial penetrating bomb flight trajectory.From acomprehensive consideration of the relationship between aerial penetrating bombend-games constraint conditions and its trajectory, this thesis designs a trajectoryconsisting of turn phase, terminal guidance phase, and attitude control phase, and theirrespective guidance methods, i.e.,fixed overload scheme guidance, optimal guidance lawand attitude scheme guidance.

Fourthly,the design of an optimal guidance law. To solve problems in terminalguidance phase,on the basis of optimal control theory, this thesis introducesmissileoverload information to optimal guidance law and designs an optimal guidance law withcomprehensive consideration of restraints from terminalimpactangular(orientation angular)to terminal velocity.

Fifthly, the design of terminal active attitude control scheme. For attitude controlphase, active attitude aiming guidance scheme is designed to realize small attack angelin end-games.

In the end，through simulation program, a simulation test is done to check the

feasibility of this compound guidance scheme.

Key Words：Guidance Law, Aerial Penetrating Bomb, Terminal Impact AngleConstraints, Overload, Optimal Contral, Attitude Control

制導炸彈落角約束制導律設計

目錄

第1章 緒論1

1.1 精確制導概述1

1.1.1 精確制導武器及其制導控制系統概述1

1.1.2 落角約束條件下的精確制導技術2

1.2 落角約束條件下制導律研究的價值3

1.2.1 落角約束條件下制導律設計的意義3

1.2.2 制導律設計的基本原則5

1.2.3 落角約束條件下制導律設計的難點問題7

1.3 國內外研究概況9

1.3.1 帶落角控制的制導律研究9

1.3.2 落角約束條件下的制導律研究12

1.4 論文研究內容和組織結構14

1.4.1 論文的主要內容14

1.4.2 論文的組織結構15

第2章 空地制導武器空間彈道方程16

2.1 引言16

2.2 基本坐標系及坐標轉換16

2.2.1 基本假設16

2.2.2 基本坐標系17

2.2.3 坐標轉換及角度關系19

2.3 發射坐標系中的空間彈道方程21

2.3.1 地球模型及地球引力21

2.3.2 大氣模型與空氣動力23

2.3.3 彈道計算方程23

2.3.4 導引方程24

2.4 典型彈道仿真25

2.5 本章小結25

第3章 飛行彈道與導引規律設計26

3.1 彈道設計與制導方案26

3.1.1 飛行彈道設計26

3.1.2 復合制導方案及其實現27

3.2 導引規律設計28

3.2.1 二次型性能指標的最優控制理論28

3.2.2 制導模型31

3.2.3 飛航導彈中斷大落角末端制導律的設計35

第4章 終端主動姿態控制系統設計41

4.1 航空侵徹炸彈運動方程線性化41

4.2 縱向姿態控制系統傳遞函數與結構圖43

4.2.1 縱向姿態控制系統的工作原理43

4.2.2 縱向姿態控制系統的工作過程43

4.2.3 縱向姿態控制系統的傳遞函數與結構圖44

4.3 縱向姿態控制系統的分析與參數設計47

4.3.1 控制系統參數設計原則48

4.3.2 俯仰角控制回路的分析與設計48

4.4 本章小結50

第5章 制導系統仿真51

5.1 仿真模型與仿真流程51

5.1.1 仿真模型51

5.1.2 仿真流程51

5.2 仿真結果與分析52

5.2.1 仿真結果52

5.2.2 仿真分析57

第6章 總結與展望59

6.1 總結59

6.2 展望59

參考文獻61

致謝64

畢業設計小結65