高超聲速飛行器編隊(duì)協(xié)同制導(dǎo)及末段預(yù)測(cè)制導(dǎo)研究.pdf

1、以高超聲速巡航飛行器為研究對(duì)象，對(duì)巡航飛行器巡航段飛行器編隊(duì)和末段預(yù)測(cè)制導(dǎo)律中的若干問(wèn)題進(jìn)行了研究，這兩項(xiàng)技術(shù)分別為飛行器突防和精確打擊的重要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)手段。
　　首先綜述了國(guó)內(nèi)外高超聲速飛行器、導(dǎo)彈編隊(duì)技術(shù)和預(yù)測(cè)制導(dǎo)的研究現(xiàn)狀。
　　根據(jù)高超聲速飛行器巡航段飛行特點(diǎn)，為簡(jiǎn)化運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和便于控制，建立了發(fā)射地心坐標(biāo)系和再入坐標(biāo)系，考慮由地球自轉(zhuǎn)引起的離心慣性力和哥氏慣性力，建立了巡航段和末制導(dǎo)段較為精確動(dòng)力學(xué)、運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。

2、r>　　基于所建立的數(shù)學(xué)模型，分析了巡航段飛行器的平動(dòng)動(dòng)力學(xué)特性，設(shè)計(jì)了編隊(duì)要求：領(lǐng)航飛行器以標(biāo)準(zhǔn)彈道引領(lǐng)航跡，跟隨飛行器跟蹤領(lǐng)航飛行器，并保持與領(lǐng)航飛行器的相對(duì)位置一定。通過(guò)對(duì)制導(dǎo)律和控制律的分析，設(shè)計(jì)出相應(yīng)的PID控制器，并采用Z-N整定方法求取制導(dǎo)律中的各參數(shù)。
　　針對(duì)當(dāng)前標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)無(wú)法滿(mǎn)足機(jī)動(dòng)突防要求，而其它預(yù)測(cè)制導(dǎo)計(jì)算量大的情況，將一種稱(chēng)為虛位移制導(dǎo)的預(yù)測(cè)制導(dǎo)方法應(yīng)用于高超聲速巡航飛行器的末段制導(dǎo)。該預(yù)測(cè)制導(dǎo)法分兩個(gè)

3、過(guò)程：預(yù)報(bào)落點(diǎn)位置和最優(yōu)橫向力搜索。本文詳細(xì)推導(dǎo)了零升力彈道解析算法，抓住總升力方向總是垂直于速度方向的特點(diǎn)，通過(guò)Newton迭代對(duì)最優(yōu)橫向力方向進(jìn)行搜索。根據(jù)橫向力方向相位確定制導(dǎo)邏輯，并得到制導(dǎo)指令，最后通過(guò)仿真對(duì)制導(dǎo)性能進(jìn)行了分析。
　　最后，對(duì)前述理論進(jìn)行了數(shù)值仿真分析，在末制導(dǎo)段采用邊界環(huán)、限幅和多幅值切換處理來(lái)抑制指令顫振現(xiàn)象。結(jié)果顯示，飛行器能形成良好的編隊(duì)，末制導(dǎo)精度得到保證，驗(yàn)證了本文所采用的編隊(duì)方法和制導(dǎo)律的可