制导炸弹落角约束制导律设计

一、题目

制导炸弹落角约束制导律设计

二、指导思想和目的要求

为有效打击各类地下军事目标，发展航空侵彻炸弹具有迫切的军事需求和重要的现实意义，而制导方案设计是航空侵彻研制的关键部分。现代战争中，随着地方空中打击能力的增强，各类防御体系能力也越来越强，具有重要战略价值的目标（如指挥中心、通讯中心、控制中心等）大批转入地下，而且防御结构也越来越坚固。对付这类目标，要求战斗部必须侵入目标内部后爆炸，依靠战斗部内装药爆炸产生的冲击波来摧毁目标，侵彻炸弹正式对付这类目标的有效武器。

航空侵彻炸弹是指以飞机为发射平台的机载侵彻炸弹。航空侵彻炸弹在命中目标时，不仅希望得到最小的脱靶量，还希望命中目标时弹体姿态最佳，使得侵彻战斗部能够发挥最大效能，取得最佳毁伤效果。因此航空侵彻炸弹的制导方案设计必须综合考虑攻击末端对脱靶量、落角(入射方位角)、攻角(侧滑角)等末端弹体姿态及末速的约束要求。此外，在航空侵彻炸弹制导方案设计中，如果仅从带脱靶量、落角(入射方位角)、攻角(侧滑角)及末速等多约束条件的最优制导求解，需要制导控制多变量系统的一体化分析设计，难度很大，并且问题和结果都会比较复杂。因此，本文的制导方案设计只考虑落角约束。利用变结构控制理论构建带有落角约束的滑模面，进而推导出可用于被动寻的带落角约束的变结构制导律，该制导律能在较低的平飞弹道下，以期望脱靶量和落角命中目标，并具有一定的鲁棒性，在合理配置制导参数的情况下，能够克服被动寻的导弹不能测距的限制。

制导炸弹落角约束制导律设计

三、主要技术指标

1、制导律

引导导弹克服各种干扰因素，按一定规律自动飞向目标的整套设备。导弹制导和控制系统包括导弹制导系统和导弹姿态控制系统两部分。导弹制导系统由测量装置和制导计算装置组成，其功用是测量导弹相对目标的位置或速度，按预定规律加以计算处理，形成制导指令，通过导弹姿态控制系统控制导弹，使它沿着适当的弹道飞行，直至命中目标。导弹姿态控制系统有时又称为自动驾驶仪，它由敏感装置、计算装置和执行机构组成，其功用是保证导弹能稳定地飞行。此外，它接受制导系统送来的制导指令，控制导弹的姿态，改变导弹的飞行弹道，使它命中目标。制导系统、姿态控制系统、导弹弹体和运动学环节一起形成一个闭环的控制回路。

2、带落角控制的制导律

早期，带落角约束的制导律研究主要集中在再入飞行器的精确制导上；80年代后期，主要集中在反舰导弹、空地导弹的精确制导上;最近十几年，由于无人机自主着落时的小落角要求，进一步推动了带落角约束的制导律研究。

Byung Soo Kim和Jang Gyu Lee基于LOS的比例导引变形方式制导，设计了一种带落角约束的鲁棒制导律。考虑到导弹速度时变和目标机动对制导带来的影响，Song T. L.,  Shin S. J.和Cho H研究了一种二维平面内的最优主动寻的制导律。将有限时间内的非线性约束问题转化为等效的无限时间内的线性规划问题，Manchester LR.和Savkin A.V.设计了一种循环迭代的比例导引律，并通过理论分析，保证了交汇角误差和终端脱靶量为零。Jeong S.K., Cho S.J.和Kim E.G则充分利用偏置比例导引的优良性能，利用终端角度偏差和视线角速率为零的条件设计了一种带落角限制的偏置比例导引律。Yong-In Lee, Chang-Kyung Ryoo,Eulgon Kim等人考虑二维平面内的弹目相对运动情况，在笛卡尔坐标下将导弹速度直接进行分解，将导弹的动态特性引入制导方程，借鉴文献中求解有制导问题的方法及文献所给的求解黎卡提方程方法，得到了一种带落角约束的最优制导律。Ming Xin, S.N. Balakrishnan和Ernest J. Ohlmeyer在基于极坐标系的二维平面上，利用非线性最优控制方法设计了一种适用于低成本武器的制导律。Priya G. Das和Radhakant Padhi基于攻击静止目标假设，考虑飞行器自动驾驶仪的一阶时延，利用用于转弯的横向指令加速度和实际加速度之间的传递关系建立制导模型，并利用模型预测控制理论迭代优化的方法实时更新制导参数，推导出了一种非线性准最优的带落角的制导律。

3、终端主动姿态控制系统设计

对于一般的导弹来说，在攻击终端对发动机实行关机方案，但对于航空侵彻炸弹来说，由于有对落角的约束要求，所以我们在攻击终端对其实行主动姿态控制方案，通过主动控制将其弹轴稳定在速度矢量方向。

对于轴对称布局的航空侵彻炸弹来说，三通道控制器(俯仰、偏航、滚转)是分开设计的，而俯仰与偏航通道具有很大相似性，所以本次课题仅以俯仰通道(纵向回路)控制攻角为例进行终端主动姿态控制PD设计，同理可以设计偏航和滚转通道。

四、进度和要求

1-2周：收集和查阅有关制导炸弹、制导律的文献资料，进行阅读、分析和总结；

3周：英文科技文献翻译；

4周：撰写综述报告；

5-6周：学习掌握制导炸弹的制导技术的基础知识；

8-10周：分析炸弹制导技术的要求，完成炸弹的制导理论学习；

11-13周：完成简易制导炸弹约束条件下制导律设计，并分析结果；

14-15周：撰写毕业设计论文

16周：准备论文答辩

摘要

为有效打击各类地下军事目标，发展航空侵彻炸弹具有迫切的军事需求和重要的现实意义，而制导方案设计是航空侵彻炸弹研制的关键部分。本文在设计航空侵彻炸弹弹道的基础上，把方案制导与导引制导相结合，研究了一种适合于航空侵彻炸弹的复合制导方案。

论文的主要工作有：

1、为了便于制导律性能的验证，论文首先建立了空地制导武器的空间弹道方程以及数字仿真验证平台，为落角约束条件下制导律的设计提供了依据和基础。

2、一般来说，为验证制导律的设计需进行仿真分析。在仿真验证过程中，需要建立飞行器的空间弹道方程。为了描述空地制导武器在飞行过程中的运动轨迹，建立空间弹道方程，需要定义一些基本坐标系，并建立各坐标系之间的转换关系。根据飞行力学原理，建立弹道计算方程，通过编程可以实现对飞行弹道的数值仿真，验证制导律的实际性能。

论文的第二个主要任务是完成飞行器空间弹道方程的建立，为后续各章制导律的弹道仿真验证提供便利。任务主要讨论了建立空地制导武器空间弹道方程的问题，讲述了基本坐标系、弹道方程和弹道仿真三方面的工作。

3、设计了航空侵彻炸弹的飞行弹道。在综合考虑航空侵彻炸弹末端攻击约束条件与弹道设计之间的关系的基础上，设计了由转弯段、末制导段、姿态控制段组成的弹道，并给出了一种复合制导方案，即转弯段采用常过载方案制导、末制导段采用最优导引制导、姿态控制段采用姿态控制方案制导。

4、设计了一种最优制导律。对应末制导段的制导问题，文章在最优控制理论的基础上，将航空侵彻炸弹的过载信息引入最优导引律设计，在综合考虑落角（入射角）约束要求的情况下，设计了一种最优制导律。

5、设计了一种末端主动姿态控制方案。对应姿态控制段，为了实现攻击末端的小攻角要求，设计了一种主动姿态对准的制导方法。

6、最后，论文针对该复合制导方案，编制仿真程序进行了仿真试验，验证了该制导方案的可行性。

关键词：制导律，航空侵彻炸弹，落角约束条件，过载，最优制导，姿态控制

制导炸弹落角约束制导律设计

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

制导炸弹落角约束制导律设计

目录

第1章 绪论1

1.1 精确制导概述1

1.1.1 精确制导武器及其制导控制系统概述1

1.1.2 落角约束条件下的精确制导技术2

1.2 落角约束条件下制导律研究的价值3

1.2.1 落角约束条件下制导律设计的意义3

1.2.2 制导律设计的基本原则5

1.2.3 落角约束条件下制导律设计的难点问题7

1.3 国内外研究概况9

1.3.1 带落角控制的制导律研究9

1.3.2 落角约束条件下的制导律研究12

1.4 论文研究内容和组织结构14

1.4.1 论文的主要内容14

1.4.2 论文的组织结构15

第2章 空地制导武器空间弹道方程16

2.1 引言16

2.2 基本坐标系及坐标转换16

2.2.1 基本假设16

2.2.2 基本坐标系17

2.2.3 坐标转换及角度关系19

2.3 发射坐标系中的空间弹道方程21

2.3.1 地球模型及地球引力21

2.3.2 大气模型与空气动力23

2.3.3 弹道计算方程23

2.3.4 导引方程24

2.4 典型弹道仿真25

2.5 本章小结25

第3章 飞行弹道与导引规律设计26

3.1 弹道设计与制导方案26

3.1.1 飞行弹道设计26

3.1.2 复合制导方案及其实现27

3.2 导引规律设计28

3.2.1 二次型性能指标的最优控制理论28

3.2.2 制导模型31

3.2.3 飞航导弹中断大落角末端制导律的设计35

第4章 终端主动姿态控制系统设计41

4.1 航空侵彻炸弹运动方程线性化41

4.2 纵向姿态控制系统传递函数与结构图43

4.2.1 纵向姿态控制系统的工作原理43

4.2.2 纵向姿态控制系统的工作过程43

4.2.3 纵向姿态控制系统的传递函数与结构图44

4.3 纵向姿态控制系统的分析与参数设计47

4.3.1 控制系统参数设计原则48

4.3.2 俯仰角控制回路的分析与设计48

4.4 本章小结50

第5章 制导系统仿真51

5.1 仿真模型与仿真流程51

5.1.1 仿真模型51

5.1.2 仿真流程51

5.2 仿真结果与分析52

5.2.1 仿真结果52

5.2.2 仿真分析57

第6章 总结与展望59

6.1 总结59

6.2 展望59

参考文献61

致谢64

毕业设计小结65