毕业设计（论文）-基于 MATLAB的制导系统设计研究

本科学生毕业设计基于MATLAB的制导系统设计研究系部名称： 机电工程系 专业班级： 机械电子工程学生姓名： 指导教师： 职 称： 二二一年六月摘 要在近几年局部性战争中制导武器的优异表现,让制导武器逐渐发展成为了信息化战场上精准打击武器的重要组成部分之一。本文介绍了Matlab语言和控制系统工具箱以及如何在Simulink环境下构建制导系统的仿真模型，通过Matlab/simulink平台设计一种满足多约束制导性能指标的制导系统。为验证该制导系统，本文搭建了制导系统仿真平台，对制导导弹全弹道进行了数字仿真。具体工作如下：（1）分析了作用在制导导弹上的外力与力矩，建立了飞行过程中的动力学和运动学方程组，为后续研究提供理论支撑；（2）将制导导弹的运动轨迹分为方案弹道和导引弹道两部分，在方案弹道段，通过攻角指令设计，有效提高了炸弹射程。在导引弹道段，引入新型滑模制导律，保证了炸弹以大攻角的姿态命中目标，有效提高制导导弹的侵彻能力；（3）基于Matlab/Simulink平台搭建了制导系统仿真平台，控制系统釆用常用的PID控制方法。在考虑风干扰情况下对制导炸弹进行仿真，结果表明能够满足制导攻击的指标要求。最后对全文进行总结，给出了研究中的问题以及未来的研究方向。关键词：Matlab；制导控制；动态仿真IABSTRACT The excellent performance of guided weapons in recent years makes guided weapons gradually become one of the most important parts of precision strike weapons in information battlefield. This paper introduces the Matlab Language and the control system toolbox and how to build the simulation model of the guidance system in the Simulink environment. In order to verify the guidance system, the guidance system simulation platform is built and the whole trajectory of the guidance missile is simulated. The specific work is as follows: （1）the external forces and moments acting on the guided bomb are analyzed, and the equations of dynamics and Kinematics of the bomb are established； （2）The trajectory of the guided bomb is divided into two parts: the program trajectory and the guidance trajectory. In the program trajectory, the range of the guided bomb is effectively improved by the design of the Attack Angle Command. In the guidance trajectory, a new sliding mode guidance law is introduced to ensure that the bomb hits the target at a high angle of attack and improve the penetration ability of the guided bomb effectively；（3）Based on Matlab/Simulink platform, the simulation platform of the guidance system was built. The control system adopted the common PID control method. The simulation results of the guided bomb with wind interference show that it can meet the requirements of the guidance attack.At last, the paper summarizes the whole thesis, and gives the problems in the research and the future research direction.Key words:Matlab；Guidance Control；Dynamical simulationII目 录摘 要IABSTRACTII第1章 绪 论11.1课题研究的背景和意义11.2制导导弹研究现状11.3Matlab简介31.4本文主要工作4第二章 制导系统的设计72.1制导系统数学模型72.2基本坐标系及坐标转换82.2.1基本坐标系82.2.2坐标系之间的关系92.3制导导弹所受外力和力矩102.3.1制导导弹所受的外力112.3.2制导导弹所受的外力矩112.4制导导弹的机动性和过载122.5本章小结12第三章 制导弹道设计133.1制导导弹方案弹道设计143.1.1纵向平面运动方程143.1.2滑翔弹道设计153.1.3过渡段弹道设计163.2制导导弹比例制导律设计183.2.1比例制导律简介183.2.2比例制导律的仿真183.2.3比例制导律分析203.3制导导弹滑模制导设计203.3.1滑模制导率简介203.3.2滑模制导律的仿真213.4本章小结22第四章 仿真系统的建立234.1基于Matlab/Simulink的仿真模型234.2仿真系统的组成244.2.1目标模块。244.2.2导弹模块。244.2.3导弹与目标相对运动模块。244.2.4自动驾驶仪模块。244.2.5导引头模块。244.3建立仿真系统254.3.1弹体动态模型254.3.2在 Simulink 中表示弹体254.3.3构造力和力矩的空气动力系数264.3.4经典三回路自动驾驶仪设计274.3.5弹体频率响应284.3.6寻的制导回路294.3.7Guidance 子系统294.3.8比例导引294.3.9Seeker/Tracker 子系统304.3.10天线罩像差314.4本章小结31第五章 仿真曲线的分析315.1扰动因素分析315.2仿真曲线325.3仿真曲线分析345.4本章小结35第六章工程影响分析366.1社会影响评价366.2健康影响366.3安全因素366.4法律因素366.5文化因素376.6环境及社会可持续化发展376.7本章小结37结 论38参考文献39致 谢40第1章 绪 论1.1课题研究的背景和意义制导导弹历来都是精确制导武器技术家族中重要的一个成员之一,与普通的精确航空弹道导弹制导系统武器相比,制导防空导弹在实际使用时只要按需要另外分别加装精确制导动力装置和精确空气动力装置,便可以获得更高的命中精度和更远的射程。这种制导系统的优势有很多，主要表现在系统结构简单，由此制作成本低下，同时打击的精度有保障，投放的面积相较于其他也属于优势。我国充分利用这种优势，应用到了多种军事设施和军事战略目标打击上。同时包含海陆建筑，中小型司令部等的各种军事设施上。不仅是我国，他在世界上同样被各国所喜爱。现在的军事战争上，信息化，高度现代化都是其特点。制导导弹在这样的战争中是不能够缺少的存在。我们观察现代战争中，比如阿富汗，伊拉克，叙利亚等国家的内战或者国际战争上，制导导弹都在其中扮演着重要的角色，甚至由于制导导弹的介入，军事战争的人员伤亡，载机坠亡的事件变得比以往的战争要少。因为这种出色表现，各国为了不被落下，纷纷开始研制属于自己国家的制导导弹相较于其他国家，我国在制导导弹项目上的水平比较低，主要因素是起步比其他国家晚上许多。第一代激光导弹是直到上个世纪90年代才被研发出来。进入新世到后，我国在这个方面迎来了一波发展的高速期。雷霆，雷石，飞腾等型号的多种制导导弹被相继开发出来，不过由于起步慢的根本原因，我国尚且还没有追上发达国家的水平，生产存放的炸弹还都是一些没有控制系统的低水平炸弹。所以由此可见的是，我们研究的制导系统对于我国军事力量的发展是有着非常重要的意义。1.2制导导弹研究现状关于现在世界上的制导导弹研究水平，早在上个世纪60年代就因为电子和激光等高端技术的发现拓展而取得较高的发展。第一代导弹以激光制导导弹和电视制导炸弹为其中的佼佼者。这两种炸弹精度在十多米之内，有效的射程在大概10000米。到了上个世纪70年代，第二代制导导弹又大大提高了射击的精度，射程也提高了5000米。特别是它解决了防区外部发射的问题。到了第三代制导导弹，精度被进一步提高，到了惊人的3米，射程也达到了25000米。在这些被一代代发明出来的制导导弹中，人们发现了光学制导导弹存在着许多的弊端，因为本身的缺陷，光学制导导弹不能全天发射，发射距离也达不到预期水平。针对发现的问题，各国开始了新技术导弹的研发过程中，到了上个世纪90年代，随着全球定位系统的出现，美国率先研发出了第四代导弹，他相较于前面几代导弹，拥有了碾压式的精准度和射程。到了新世纪，信息化水平进一步提升，伴随着这些技术的出现，制导导弹开始向五维一体的方向发展。他们被应用于小型无人机等装置上，以更加优越的性能左右现代战争的局势。据国外资料和报告显示,美国所拥有的无人机载制导爆破式炸弹中,种类数量最多、型号最全,其他地区和国家也正在积极进行探索,投入大量的科研和技术力量来开发此类爆破式炸弹。为了不落后于现在世界上的先进技术形式,我国在最近几年也开始陆续开始研制了雷霆( lt )、雷石( ls )、飞腾( ft )这一批系列的航空制导的爆破式炸弹。图1.1所示的“雷霆”系列主要釆用激光制导，新一代LT-3增加还了GPS/INS制导，LT-3的射程为24千米，最高命中精度可达3米。图1.2所示是“雷石”系列滑翔类制导炸弹LS-6,它采用我国自行研制的北斗卫星导航系统，并加装折叠式滑翔弹翼，最大射程可达到65千米，防区外攻击能力得到显著提高。图1.3所示的是“飞腾”系列最新一代制导炸弹FT-7,它采用GPS/INS制导，并配有一种叫做“菱形背”的改良型滑翔弹翼，可实现更远距离的目标打击，最大射程可达90千米。图1.1 “雷霆”（LT）系列航空制导炸弹图1.2 “雷石”（LS）系列航空制导炸弹图1.3 “飞腾”（FT）系列航空制导炸弹1.3Matlab简介所谓的Matlab其实就是一所美国的公司叫mathworks公司，在于1984年9月发布并成功推出的一种综合商业性大型数学分析处理软件,用于企业进行大中小规模的数据分析、无线通讯、深度学习机器人工学习、图像信号处理与分析计算机科学视觉、信号图像处理、量化计算财务和企业风险管理、机器人、控制系统等领域。通过这些年的不断融合新的技术和知识，Matlab迅速的成长并壮大起来。由此而来的是他功能上的不断拓展。在此后的几年里，它推出了MATLAB配套工具箱这样的强大的工具箱系统，如自动控制管理系统工具箱和模糊控制逻辑设计工具箱和神经网络设计工具箱,以及各种基于图形化控制系统设计模型的工程设计和控制仿真应用环境(simulink)。特别是simulink平台，它的出现为计算机控制系统能更好的去设计和仿真，能更好的观察，以及去作为新领域的基础性工具，比如各种计算机的仿真，电脑的辅助设计，数据算法等的研究拓展。都做出了巨大贡献。Matlab是matrix&laboratory两个词的组合，意为矩阵工厂(矩阵实验室)，作为一种在国际上具有较大应用和市场前景的全新计算机高级编程语言,其在编程中的效率与可阅读性、移植能力都比较高。本次研究设计充分利用了这个软件的优点，不仅能够使得此设计的代码编写减少，开发周期变短，计算精度提升，并且在调试和修改方法，去解决不能很好解决的同模块传递以及微分与偏微分方程的求解，延伸至同步和异步的计算、曲线绘制和显示、仿真结果分析等问题上此软件都能够比较简单的去实现。由于本论文采用传统语言编程进行研究的方法将占用过多的研究时间，为此本研究将以MATLAB软件为研究手段，完成本文的研究工作。1.4本文主要工作近年来，随着系统科学研究的不断深入和发展，计算机硬件、软件技术的突破，使得系统仿真在各个研究领域所起到了越来越重要的作用。在军事领域，由于仿真技术具有的优越性即可操作性、可重复性、灵活性、安全性、无破坏性、经济性，能够获得比实际飞行多的多的信息，且又不受环境和场地的限制。所以建模和仿真在军事领域应用十分广泛。本文的主要工作是设计制导系统并基于Matlab/Simulink环境搭建制导系统的仿真平台，主要工作为（1）基于数学模型和常用坐标系，分析了作用在制导导弹上的外力与力矩，推导出制导导弹的空间运动方程，为后续工作提供了理论模型;（2）将制导炸弹整体弹道分为方案弹道和导引弹道，然后分别对其进行设计。方案弹道段结合了制导导弹的飞行特点，给出了程序攻角的优化设计从而提高了炸弹的飞行距离，通过设计过渡段弹道来实现导弹的平稳过渡。在设计导引弹道段，首先介绍了比例制导律，通过滑模变结构控制引入了滑模制导律，仿真验证了滑模制导可以保证导弹以大攻角的姿态来提高制导炸弹的侵彻能力;（3）建立制导系统仿真模型对制导系统进行了仿真，模拟导弹的全弹道飞行。来研究制导系统的组成和工作原理。综合前文内容，搭建制导系统的全数字仿真平台进行仿真验证。第二章 制导系统的设计导引头角跟踪回路数学模型导弹运动学环节自动驾驶仪控制指令形成数学模型2.1制导系统数学模型目标运动学模型弹目相对运动学模型误差源数学模型以某型可寻的导弹制导和控制系统为例,综合地考虑目标运动、导弹质心和绕体运动、围绕质心和旋转运动、制导和控制系统的动态学特性以及它们之间的铰接和耦合等多种因素对于导弹的作用产生影响,建立了一个时变非线性六自由度仿真模型。(1)目标运动学模型。它主要反映了一个物体作为目标的质心对于三维空间中其他物体的质心运动变化规律,一般是由有几个圆的微分方程或者几个三角形的函数方程两者的部分组合构成。它们通常认为可以明确划分类别为位于水平或在直线上的等速弹道飞行和机动式等速飞行。(2)导弹单个攻击目标的相对运动能力的理论基本模型。其中包括观测导弹接近到达观测目标时的或接近目标距离及其目标接近的角速度、高低差和角速度偏差、方位差和角速度偏差,或为观测导弹接近到达观测目标时的观测视线方位角和或为观测目标视线方位角的接近速度等多种数学物理模型。(3)导弹动学子模型。主要包含了导弹内部空气质心动力和导弹力矩的计算生成以及描述导弹质心动力运动与导弹围绕质心运动旋转的导弹运动动力方程。弹体运动数学物理模型中我们教师应分别负责设计和研究建立两个不同滑轨段和两个飞行段的弹体运动系统数学物理模型,该运动数学物理模型中主要内容包括弹道导弹高速运动时的动力学物理方程、运动学物理方程、质方程等。利用滑轨段的运动数学模型来描述导弹沿其在推力、重力和摩擦力等相互作用下沿其导轨进行运动,发射角是通过发射架追踪规则来确定。利用飞行段运动的数学模型来描述导弹以各种推力、重量、空气动力及操控能力等六种自由度相互影响的刚体运动。描述一种弹体运动的最初数据主要包括:弹体的几何大小、质量、质心、转速惯量、空气动力系数、引擎的推力与比冲、导弹的发射参数以及大气动力学参数。（4）自动驾驶仪数学模型。它指的是一种主要包括了齿轮俯仰、偏航和齿轮滚动三个数学路径的自动数学模拟,其中主要内容有对自动舵机、速率计和陀螺、加速度计、放大器、滤波器和自动校正网络等的各种数学模拟描述。（5）导引头数学模型。弹上导引头完成对目标的测跟踪并根据制导规形成控制指令。导引头是一个角速度跟踪系统，其数学模型通常由角跟踪回数学模型和指令形成电数学模型组成。（6）噪声及干扰子模型。该模型往往是探测系统测得其噪声和干扰的数学描述， 所以通过白噪声加成形滤波环节给出。（7）初值计算模型。根据遭遇点参数和目标的机动方式，计算目标发射架起始位置以及发射角。2.2基本坐标系及坐标转换为了描述导弹六自由度空间中的运行情况,首先我们需要建立导弹六自由度空间中的运行模型。将导弹视为一个刚体,它在空间内的位置和运动便能够被分解成两个刚体质心位置移动和围绕质心的转动。质心位置的移动主要是由于作用在导弹上的各种外力,而围绕质心位置的转动则主要是由于作用在导弹上的各种力矩。为了直观清晰地描述得出这些物体的力与势之间的关系,首先我们需要确定一些常见的直角坐标系,并进一步分析这些坐标系之间的相互关系。2.2.1基本坐标系制导坐标系的选取和定义时应尽可能使各种力与力矩矢量投影到相应坐标系中，便于导弹空间运动方程的建立与求解。在导弹飞行力学的研究中，常用的直角坐标系主要包括以下五种：地面坐标系Oxyz取一个导弹目标发射地点在一个ox为负的地面天体坐标系中的一个垂直原点即o,ox的一轴两点位于一个垂直水平面内指向的两个目标两轴为正,oy轴两轴沿一条相同垂直线运动方向的轴向上,oz轴两轴与它的ox轴两轴、oy轴两轴相互之间方向垂直并共同运动构成了一个右手的天体坐标系。地面运动坐标系的低空运动轨迹相对于整个地球来说几乎是一个完全静止的,由于其他导弹体在进行低空攻击时它的距离比较近,因此我们几乎可以完全做到忽略了由于地球的径向运动和地球自转,将其在地面上的坐标系运动作为一个具有惯性的运动坐标系,作为我们观察各种导弹低空飞行的运动轨迹和其他导弹体进行运动旋转姿态时的一个重要科学参考测量依据。弹体坐标系Ox1y1z1取一个导弹质心为弹体坐标系的原点O，Ox1轴沿弹体的纵轴指向弹头为正，Oz1轴位于弹体纵向对称平面内，与Ox1轴垂直且指向上为正，Oz1轴与Ox1轴、Oy1轴相互垂直并且构成右手坐标系。（3）弹道坐标系Ox2y2z2取一个导弹的质心速度作为整个弹道运动坐标系中一个原点的即o,ox2轴在沿着导弹的指向速度作为矢量,指向导弹运动的两个速度的方向为正,oy2轴分别位于一个共同包含了指向运动的加速度和指向矢量的两轴垂直平面内,与它的ox2轴相互保持速度垂直,oz2轴与它的ox2轴、oy2轴相互保持垂直并共同运动构成了右手的弹道坐标系。（4）速度坐标系Ox3y3z3取一个导弹的质心高度作为弹体对称坐标系中一个原点,即o,ox3轴沿着这个导弹的对称运动量和速度方向作为运动矢量,指向其对称运动的高度方向向下为正,oy3轴放在位于两个纵向弹体的高度纵向对称运动平面内,与ox3轴保持高度垂直,指向上为正,oz3轴与它的ox3轴、oy3轴相互保持垂直并共同运动构成了右手的弹体坐标系。（5）视线坐标系Ox4y4z4取一个导弹的质心坐标作为一个弹体并以坐标系的四个中心点为原点,即o,ox4轴沿着四个目标的靶轴方向,指向其他四条靶轴为正,oy4轴分别放在位于一个横向包含四条靶轴和四个目标的四轴铅垂垂直平面内与其他ox4竖起,指向上为正,oz4轴与其他ox4轴、oy4轴相互保持垂直并共同运动构成了右手的弹体坐标系。2.2.2坐标系之间的关系由于制导导弹在飞行过程中，所受的各种力、力矩及相关物理量都是在不同的坐标系下定义的，因此，需要找出各个坐标系间的关系以便进行物理量的坐标转化。图2.1 五个坐标系之间的关系（1）地面坐标系与弹体坐标系之间的关系x1y1z1=coscossin-cossin-sincoscos+sinsincoscossinsincos+cossinsincossin+sincos-cossin-sinsinsin+coscosxyz（2） 地面坐标系与弹道坐标系之间的关系x2y2z2=coscossin-cossinv-sincosvcossinsinvsinv0cosvxyz(3) 速度坐标系与弹体坐标系之间的关系x1y1z1=coscossin-cossin-sincoscossinsinsin0cosx3y3z3(4) 弹道坐标系与速度坐标系之间的关系x3y3z3=1000cosvsinv0-sinvcosvx2y2z2(5) 地面坐标系与视线坐标系之间的关系xyz=cosqcosp-sinqcospsinpsinqcosq0-cosqsinpsinqsinpcospxyz2.3制导导弹所受外力和力矩制导导弹在空间内的运动是多种力与力矩共同作用的结果。导弹在高空飞行中所需要承受和收到的相互对应作用力主要的还是因为导弹重力和总导弹空气的运动力,受到的相互对应作用力矩主要的还是因为导弹空气的运动力矩。下面对这些作用力与力矩进行具体分析。2.3.1制导导弹所受的外力由于制导导弹没有动力装置，因此制导炸弹所受的外力主要为重力及总空气动力。在炸弹的整个飞行过程中，重力场可视为平行立场，重力的方向垂直向下，重力加速度g可视为一个不变的常数.G=0-mg0导弹内部所受的总体真空气流驱动力沿着导弹旋转方向运动的平均速度和其坐标系数为ox3y3z3可以被简单地把它分解成作为它的阻力矢量x、升力y以及侧向旋转驱动牵引力z,通常它的阻力矢量x的正向分别指向的是ox3轴的正和负向,而它的升力矢量y和它的侧向旋转驱动力z的正向则可以是分别指向它的oy3轴和指向oz3轴的正向。作用在一枚导弹上的总空气动力与气流的动压q（q=V/2）以及导弹的特征面积S 成正比.X=cxqSY=cyqSZ=czqS可通过试验数据处理获得力的简化方程 X=cx0+cx22+cx22qSY=cy+cyzqSZ=cz+czyyqS2.3.2制导导弹所受的外力矩制导导弹所受的空气动力矩在弹体坐标系Ox1y1z1下可分解为绕Ox1轴旋转的滚动力矩Mx、绕Oy1轴旋转的偏航力矩My和绕Oz1轴旋转的俯仰力矩Mz。Mx=mxqSLMy=myqSLMz=mzqSL通过试验数据可以得到力矩的简化表达式Mx=mx+mxxx+mxwxwxLVqSLMy=my+myyy+mywywyLVqSLMz=mz+mzzz+mzwzwzLVqSL2.4制导导弹的机动性和过载在飞行过程中用过载来衡量受到的作用力和产生的加速度，是评定导弹机动性和导引律的重要标准之一，它与制导系统的设计有密切的联系。在沿导引弹道飞行时，需用法向过载必须小于可用法向过载，否则导弹将偏离导引弹道，无法命中目标。过载可以定义为作用在弹上的所以外力的合力与重力的比值。n=N+GG过载矢量通常在坐标系上的投影来确定，它在弹道坐标系上的投影分量为nx2ny2nz2=1G -X-mgsinYcosv-Zsinv-mgcosYsinv+Zcosv质心运动的动力学方程可以用过载矢量投影分量nx2,ny2,nz2来表示1gdVdt=nx2Vgddt=ny2-Vgcosdvdt=nz22.5本章小结本章主要介绍了制导导弹在空间内运动的数学模型，首先定义了几个描述导弹运动的常用坐标系，并给出了各个坐标系之间的关系，然后对作用在导弹上的外力和力矩进行分析。另外还简单介绍了过载的概念，为后续制导指令的设计提供理论支撑。第三章 制导弹道设计按照制导技术的不同可以让制导导弹的飞行运动弹道划分为两种，方案式的弹道和导引式的弹道。方案式的弹道主要是根据制导导弹的弹道倾角、俯仰角、进攻角等运动参数而产生的随一段时间发生变化的物理学规律,为导弹提前规划飞行轨迹。导引式是广泛指导弹在其自动飞行的特定过程中处于依据特定目标方向运动的特定状态,按照其目标预定的方向导引运动规律而用来自动飞向特定目标的一种运动飞行轨迹。弹道设计所要研究的是制导导弹沿着何种轨迹、满足哪些制导性能指标命中目标。制导导弹飞行弹道的全过程如图 3.1所示。图3.1制导导弹飞行弹道全过程示意图从图3.1中可以看出，方案弹道段包括初始段、滑翔段和过渡段，接入导引信号后进入末制导段，也就是导引弹道段。（1）初始段制导导弹受不稳定气流的影响，控制系统的稳定性降低，此时如果接入控制信号，可能会造成剧烈偏转，甚至引发事故。因此，初始段通常会先让导弹进行几秒无控飞行后再接入控制信号。（2）滑翔段接入控制信号后开始进入滑翔段，滑翔段通过保持最佳滑翔攻角实现远距离滑翔的能力，从而提高防区外打击能力。（3）过渡段过渡段是实现从滑翔段到末制导段的过渡，完成导弹平滑的机动转弯，为末制导段的精确打击做好准备。（4）末制导段制导导弹的末制导段是整个弹道设计中最重要的部分，它直接决定了导弹的命中 精度、落角约束、收敛时间等多种制导性能指标。本章的主要任务是设计并实现制导导弹的飞行弹道，以实现制导导弹的多约束制导性能指标。制导导弹的空间运动包含俯仰运动、偏航运动和弹体自身的滚转运动。于实际飞行时，导弹的滚转角度非常小，因此，可以假设导弹的滚转通道保持稳定。 再考虑到导弹轴对称的结构外形，可对弹目相对运动进行解耦以简化制导律的推导， 使复杂的制导控制问题分解于俯仰和偏航两个垂直平面内。3.1制导导弹方案弹道设计进入导引头检测范围之前，会提前按设定好的弹道进行飞行，这就是方案弹道，方案弹道的设计会综合考虑技术指标、使用要求以及实际任务情况。弹道设计时一要保证导弹在初始阶段的飞行高度，以此来保证制导导弹的射程和调整姿态所需的空间；二要使弹道的过渡平滑，以此来保证制导导弹的平稳转弯。3.1.1纵向平面运动方程基于制导导弹轴对称的结构外形和滚转通道保持稳定的前提下，本节对制导导弹空 间运动进行解耦。由于制导导弹投放时基本都是朝着目标的方向发射，侧向运动比较 少，因此主要取纵向平面内的弹目相对运动进行分析设计.mdVdt=-X-mgsinmVddt=Y-mgcosJdwzdt=Mzdsdt=Vcosdydt=Vsinddt=wz=-3.1.2滑翔弹道设计先在初始弹道段进行一段时间的无控飞行，随后会进入滑翔弹道段。该阶段是滑翔增程阶段，主要是通过调节弹体姿态来调节炸弹所受的升力和阻力，使导弹在高空尽中尽可能滑翔的更远。攻角影响升力和阻力系数，所以必须优化系数与攻角的关系来设计出理想弹道。制导导弹采用最大升阻比进行飞行时，可达到的滑翔距离与理想的最远射程相差不到1，但是在实际制导控制中，很难处理好导弹升阻比与攻角之间的关系。仿真中采用的方法是给导弹的攻角设定合适的常值来实现导弹增程的目的。对于不同初始条件，滑翔弹道段给定的程序攻角指令也各不相同，需要考虑导弹的动态特性、可用过载以及弹道间平稳过渡等要求，可以通过仿真来确定。给定的攻角需要转化为姿态俯仰角，指令转换为=+想得到姿态俯仰角指令，需要对弹道倾角进行估计ddt=gVny2图3.2滑翔弹道段仿真曲线图 3.2 给出了导弹在纵向平面内无控与有控的制导参数对比，无控弹道指的是导弹在俯仰通道不接入任何控制信号下的飞行轨迹，而滑翔弹道则是指导弹在俯仰通道接入攻角控制指令后的飞行轨迹。控制攻角m的具体数值取决于制导导弹的投弹高度、目标距离以及进入末制导前的姿态约束，仿真给出的期望飞行攻角为m=6。图 3.2（a）是制导导弹的飞行弹道曲线，导弹接入攻角控制指令后飞行距离明显增加，可见滑翔弹道有效提高了制导导弹远距离攻击的能力。图3.2( b )曲线是一条导弹在滑翔时速度变化的曲线,从图中我们可以清楚地看到,同一个时刻下,导弹在滑翔时间内弹道上的运动速度远远小于了无控弹道,这主要是因为由于导弹在滑翔时间内弹道上的运动比较高,根据能量守恒规律,导弹的重力势能较大,动能就相应地减小,因而速度降低。从图 3.2（c）中可以看到，滑翔弹道末端的弹道倾角比较小，不利于制导导弹的侵彻攻击，因此需要末制导段对弹道倾角进行调节。图3.2（d）显示的是导弹的攻角变化曲线，无控导弹的攻角维持在一个很小的范围内，但是滑翔弹道却受指令的影响获得了一个较大攻角，无法平滑地进入末制导段，因此还需要设计一个较理想的过渡弹道段，将导弹的攻角调整至一个较小的角度。3.1.3过渡段弹道设计过渡段指的是滑翔弹道段到末制导段之间的过渡。制导导弹为了增加射程需要在飞行时维持较大的攻角，导致导弹的俯仰姿态角也较大。然而导弹的导引头受许用框架角的约束，当俯仰姿态角超过一定范围时，即使目标进入了导引头的探测范围，导弹导引头也有可能无法探测到目标，因此过渡段的主要任务就是对制导导弹的姿态进行调整，使导引头能够探测到目标。可以让过渡段的期望攻角转变为一个较小的数据r=m+s-met-t1k t1tt2 0 tt2图3.3过渡弹道段仿真曲线图3.3 给出了制导导弹在方案弹道段的飞行轨迹及相关参数仿真曲线，其中滑翔段的飞行时间为15s，过渡时间持续了3s。从图3.3（a）可以看出，考虑方案弹道的导弹比无控导弹拥有更远的射程。图3.3（b）中，滑翔弹道段给出的期望攻角。=6，过渡弹道段的期望攻角为=-1，可以看到导弹控制系统对攻角指令有较好的跟踪。图 3.3（c）中的实际弹道倾角与估计值之间基本吻合，有轻微的偏差是因为估计公式中的v并不是导弹的精确速度，这也基本不影响导弹实际俯仰姿态角对姿态角指令的跟踪，如图 3.3（d）所示。仿真实验证明，制导导弹在滑翔弹道段能有效提高射程，其增大的攻角在过渡段又能快速减小，使导弹能够迅速调整姿态，平滑地进入末制导段，因此，方案弹道段的设计有效且合理。3.2制导导弹比例制导律设计3.2.1比例制导律简介比例制导律是指制导导弹在制导飞行过程中，速度矢量的旋转角速度与弹目视线 角的旋转角速度成正比的一种制导方法。比例制导律最显著的优势是原理简单且技术 上容易实现，目前已在实际工程中得到广泛应用。制导导弹攻击目标的相对运动关系如图3.4所示：图 3.4 弹目相对运动关系图3.2.2比例制导律的仿真给出一组仿真算例，不考虑方案弹道，假设制导导弹投弹后先作无控飞行，然后直接进入导引弹道。令投弹初始高度为5km/s，初始速度为250m/s, 目标在弹道坐标系内的位置为6500 0 10m，纵向平面的制导指令为：ny =3Vq/g ,侧向平面的制导指令为nz=3Vq/g,导弹可用过载的范围为-5g, 5g。图3.5比例制导弹道仿真曲线图3.5给出了制导导弹釆用比例制导律进行导引飞行时的弹道特性曲线。图3.5(a)和3.5(b)分别是导弹的弹道轨迹在纵向和侧向两个平面内的投影，从这两张图中可以看岀，比例制导能使导弹精确地命中目标，满足脱靶量的需求。图3.5(c)和图在图3.5(d)分别中所表示的曲线是导弹在高速飞行时整体运动转向过程中导弹发生的整体弹道方向倾角和导弹发生的整体弹道方向偏角之间的方向变化角度曲线,从图中可知，在纵向平面内,比例制导无法保证制导导弹以较大的入射角度命中目标，这是比例制导的缺陷所在，而侧向平面内一般没有导弹入射姿态角的约束，所以在没有其他制导技术指标约束的情况下，使用比例制导律足以能满足侧向平面的制导需求。图3.5(e)和图3.5(f)分别给出了制导导弹在纵向和侧向平面内的过载指令，由于导弹无控飞行时没有制导指令的接入，因此这两个过载指令的前18s均为零，进入导引弹道段后，导弹的导引系统开始输出过载指令，两个平面内的过载指令均维持在一个较小的范围内，说明了比例制导在实际工程中比较容易实现。3.2.3比例制导律分析由传统的比例制导律在其工作原理以及如图3.5所示的模拟和仿真结果,可以判断得出一种比例制导律的主要优点包括以下几个方面:一般来说,实现了比例制导律只是需要通过测量一个视线相位角的观察和运动角速度的变化等相关信息,在技术上实施上相对比较简易;只要在制导的初始参数和比例系数上选择得当,就已经可以让制导规则律所需要的法向过载时间小于制导导弹的一种可用法向过载,从而达到对制导导弹的完全弹道攻击;另外,比例式制导的诱发性导引弹道前段比较弯曲,可以很好地充分利用制导导弹的机动性和控制能力,后段又更加平直,使得在命中目标前导弹具备了一种比较充足的机动性和控制能力。随着我国制导技术应用领域的不断扩大发展及实际应用中制导引律的要求不断增强,比例式制导逐步地显现了它的不足之处,比如很难控制导弹在攻击目标时的姿势和角度,也就无法达到制导体系的提前和收敛,因此,我们有必要通过引入现代化的控制技术来设计一种能够满足较多的约束性条件而开发出来的新型制导引律。3.3制导导弹滑模制导设计侵彻攻击主要针对的是制导导弹纵向平面内的运动，为了提高导弹侵彻攻击目标的能力，除了要满足脱靶量的要求之外，还需要以较大的落角姿态命中目标。导弹的入射姿态角可以表示为攻角和弹道倾角之和，由于导弹在命中目标时攻角很小，所以导弹的入射姿态角可以近似由弹道倾角来衡量。从比例制导弹道特性曲线可以看出，比例制导可以使导弹精确命中目标，但是无法满足入射角姿态要求，这就降低了制导导弹的毁伤能力。因此考虑利用滑模控制，在设计滑模面时加入弹道倾角的信息，然后设计出合适的控制律，保证系统状态运动到滑模面上，也保证了制导导弹的落角约束。3.3.1滑模制导率简介建立相对运动关系方程，r代表纵向平面内的弹目相对距离;V、VT分别表示制导炸弹和目标的速度矢量在纵向平面内的分量;、T分别表示炸弹和目标的弹道倾角;、T分别炸弹与目标的前置角;q表示弹目视线俯仰角，还定义代表炸弹攻角;代表弹体俯仰角;为纵向框架角，表示炸弹纵向体轴同弹目视线之间的夹角。在图中只有、T是正的，其他角度都是负的。图 3.6 弹目相对运动关系图图中各个角度间的关系为=-q=q-=q-T=q-T进而得到弹目相对运动关系方程组为r=VTcosT-Vcosrq=Vsin-VTsinT3.3.2滑模制导律的仿真下面给出一组纵向平面内滑模制导律的仿真，并引入比例制导律的仿真特性曲线作为对比。不考虑方案弹道，假设制导炸弹投弹后先作18s的无控飞行，然后直接进入导引弹道。令投弹初始高度为5km，初始速度为250m/s，投弹初始方向为 0=0，投弹时导弹的姿态为。=0，导弹的期望攻击角度为qd=-70。目标在弹道坐标系内的位置为【6500 0 0】m，比例制导的纵向制导指令为 n，=3Vq/g，滑模制导选取的制导参数分别为 右=0.65，=3.5，w=1.4，导弹可用过载的范围为【-5g，5g】。 图 3.7 滑模制导弹道仿真曲线图 3.7 给出了制导导弹滑模制导和比例制导的弹道特性曲线对比， PNG 代表比例制导，SMG 代表滑模制导。从图 3.7（a）中可以看到，两种制导方法均能满足导弹脱靶量的要求，图 3.7（b）和图 3.7（c）则反映出这两种方法的差异，采用比例制导时，制导导弹命中目标时刻的弹道倾角和视线角不满-60，但采用滑模制导时，导弹在制导末端的弹道倾角和视线角均达到了期望的-70，满足了制导导弹大落角姿态攻击目标的要求，充分说明了滑模制导优于比例制导的制导特性。图 3.7（d）给出了两种制导方法的过载指令曲线，由图可知，导弹采用滑模制导时的初始过载略大，这是因为导弹需要先抢高一定的飞行角度来为后期大落角俯冲攻击做准备，随着弹道的逐渐平滑，过载指令也逐渐减小，时刻保持在导弹的可用过载范围之内，因此滑模制导在制导导弹的实际工程中是合理可行的。3.4本章小结本章主要对制导导弹整体飞行弹道进行设计与实现。首先根据简化后的制导导弹 纵向运动方程组，设计了可以增大导弹滑翔距离的方案弹道，包括实现增程的滑翔弹 道和调整炸弹姿态的过渡弹道。接着又对滑模制导导弹的主要引发弹道段和导引装置进行了设计,在我们所研究的工程中采取了使用最广泛的成本比例制导律为依据的理论基础上,设计了一种新型的滑模制导律,并对这种新型滑模制导体系的运动稳定性问题进行了分析。仿真对比结果说明，比例制导能够精确命中目标，但满足其他制导性能指标的能力有限，而滑模制导不仅能达到脱靶量的要求，而且能使导弹以大落 角姿态命中目标，有效提高了导弹的侵彻攻击能力。第四章 仿真系统的建立仿真系统是对制导控制系统进行计算机辅助分析、设计、仿真的组成部分，用来描述导弹的运动规律、检验制导系统性能以及评估动态品质的重要手段。能让我们更好地通过计算机所持有高速运算和数字化处理功能来完善制导系统的设计，同时提高制导系统品质，降低制导导弹研究成本，缩短研制的时间。所以，本章将用 Matlab/Simulink 环境来建立制导控制系统4.1基于Matlab/Simulink的仿真模型基于Matlab/Simulink的制导控制仿真系统，通过Simulink为使用者本身提供了一个简单图形化的导弹用户界面,能够通过点击和手动拖拉两个模块，直接进行导弹图标化的建模。在对现有数据结构进行模型分级的技术基础上,通过自上而下或者者说是自下而上的各种计算分析方法应用来重新构建数据模型。模型的核心元素是弹体刚体动态的非线性表示。入射角和马赫数的非线性函数的系数产生作用在导弹体上的空气动力和力矩。该模型可以使用 Simulink和 Aerospace Blockset 创建。此模块集旨在提供引用组件，如大气模型，无论弹体配置如何，这些组件对所有模型都是通用的。4.2仿真系统的组成图4.1制导仿真系统4.2.1目标模块。目标模块以目标初始参数为输入，根据其运动规完成目标运动轨迹计算，并输出整个过程的目标位置参数，目标模块可根据目标运动方程，编写函数，然后对函数进封装。4.2.2导弹模块。 导弹模块以导弹的控制面为输入，导弹的质心运动参数和绕质心运动为输出。由三个模块组成：导弹运动学模块、导弹动学模块、参数插值模块。导弹运动学模块和导弹动学模块分别由导弹运动方程和导弹动学方程编写函数进封装完成。4.2.3导弹与目标相对运动模块。 导弹与目标相对运动模块以导弹运动参数和目标运动参数为输入，导弹与目标之间的相对位置为输出，它由弹目相对运动方程编写函数进封装完成。4.2.4自动驾驶仪模块。自动驾驶仪模块以制导指令和导弹运动参数为输入，导弹控制面偏转为输出。由于自动驾驶仪各部件的数学描述通常用传递函数的形式表示，因此非常适合用Simulink下的传递函数TransferFcn模块来建立该仿真模块。4.2.5导引头模块。 导引头模块以导弹至目标之间的视线角为输入，制导指令为输出。考虑到引导头部有两条通道,即俯仰的通道和方位俯仰的通道,分别测视线角速度的两个分。将导引头模块分为：俯仰通道模块、方位通道模块、指令形成模块。4.3建立仿真系统4.3.1弹体动态模型图4.2弹体动态模型该模型表示一种尾翼控制导弹，飞行速度在 2 马赫至 4 马赫之间，高度在 10000 英尺至 60000 英尺之间，典型迎角在 +/-20 度之间。4.3.2在 Simulink 中表示弹体四个主要的子系统来构成弹体模型，过载指令自动驾驶仪控制弹体模型。Atmosphere 模型用来计算大气条件随高度变化的变化，Fin Actuator 和 Sensors 模型用于将自动驾驶仪与弹体进行耦合，Aerodynamics and Equations of Motion 模型用于计算作用在导弹体上的力和力矩的大小，并且对运动方程进行积分。图4.3弹体模型在此系统中使用的 Atmosphere 子系统近似是国际标准大气，两个独立区域。位于流层区域海平面到 11 千米高度之间，假设随着高度的增加，温度下降。对流层上方是平流层的下部区域，位于 11 千米到 20 千米高度之间。在此区域，假定温度保持不变。T=T0-LH=0TT0g/LR-1p=P0TT0g/LR=RT4.3.3构造力和力矩的空气动力系数Aerodynamics & Equations of Motion 子系统用于产生作用在弹体坐标系的力和力矩，对定义弹体的线性和角运动的运动方程进行积分。图4.4 Aerodynamics & Equations of Motion 子系统空气动力系数存储在数据集中，在仿真过程中，当前工作条件下的值通过使用二维查找表模块进行插值来确定。图4.5空气动力系数4.3.4经典三回路自动驾驶仪设计导弹自动驾驶仪旨在控制导弹体的法向过载。采用三回路设计，使用位于重心前方的加速计测量值，使用速率陀螺仪以此来提供额外的阻尼。根据入射角和马赫数可以对控制器的增益调度，并且可以在 10000 英尺的高度上对其进行调整来获得稳健性能。在设计自动驾驶仪时，必须要根据大量配平的飞行条件来推导弹体的俯仰动态线性模型。MATLAB确定配平条件，并且可以直接从非线性 Simulink 模型中推导线性状态空间模型，从而既节省时间，又有助于验证所创建的模型。可以使用 MATLAB Control System Toolbox 和 Simulink Control Design 提供的函数来可视化弹体开环频率（或时间）响应的行为。图4.6自动驾驶仪4.3.5弹体频率响应自动驾驶仪的设计建立在大量线性弹体模型的基础上，根据整个预期飞行的线上各种飞行条件推导的模型。想在非线性模型中实现自动驾驶仪，将自动驾驶仪增益结合抗饱和增益存储在二维查找表中，防止当弹翼指令超过最大限值时积分器饱和。当执行机构弹翼和速率限制等非线性增益随飞行条件的变化而动态变化时，使用非线性 Simulink 模型测试自动驾驶仪可以获得令人满意的性能。图4.7弹体频率响应4.3.6寻的制导回路Seeker/Tracker 子系统和 Guidance 子系统组成寻的制导回路，前者可以测量返回导弹与目标之间的相对运动测量值，后者可以测量产生传递给自动驾驶仪的法向过载。自动驾驶仪为寻的制导回路中的一部分。4.3.7Guidance 子系统不仅用于在闭环跟踪过程中生成指令，还可以用于在执行初始搜索时定位目标位置。可以用一个 Stateflow 模型来控制不同的操作模式的转换。模式切换由在 Simulink 中或在 Stateflow 模型中内部生成事件来触发。可以通过更改传递给 Simulink 的变量值来控制 Simulink 模型中的行为。此变量可用于在生成的不同指令之间切换。在搜索目标的过程中，Stateflow 模型可以通过将指令发送给导引头万向节来控制跟踪器。且一旦目标落入导引头的波束宽度内跟踪器并将标记目标捕获，在一个很短的延迟后闭环制导会启动。4.3.8比例导引一旦导引头获得目标，可以使用比例导引律进行制导直至命中目标。这种导引律自从 20 世纪 50 年代就用于制导导弹，还可以应用于雷达、红外或电视制导导弹。导引律要测量导弹和目标之间的接近速度，这对于雷达制导导弹来说可以用多普勒跟踪设备获得，并需要估量惯量视线角的变化率。4.3.9Seeker/Tracker 子系统Seeker/Tracker子系统的功能为，驱动导引头的万向节使导引头的碟形天线对准目标，为导引律提供视线速率的估值。跟踪器的回路时间常量设为0.05秒，该值要考虑响应速度的最大化，同时又要将噪声的传输保持一个可接受的水平。用于调节弹体的滚动速率是稳定回路,增益ks则是将值设为在稳定速率陀螺仪带宽的允许范围内的最大值。以下两个滤波变化时视线速度之和在视线滤波后的平均值为视线速度估计值:即由碟形角的变化速率以及由角跟踪误差的变化速率。4.3.10天线罩像差对雷达制导导弹来说，天线罩像差应是一般建模的寄生反馈效应。导引头的保护罩形状使得返回信号失真所以才会出现这种反应，继而给出错误读数。在一般情况中，当前万向节角度的非线性函数为失真，假设万向节角度与失真的幅度之间呈现线性关系。上述系统中标记为“Radome Aberration”的增益模块中说明天线罩像差，而且还对其他寄生效应建模，来测试目标跟踪器稳健性与估算器滤波器的稳健性。4.4本章小结本章主要的工作内容为对制导导弹建立了仿真系统,利用 matlab/Simulink 进行仿真建立 ,可以更加方便、快捷地设计和构造全弹道制导系统的仿真模型,并且能够更加直观地让人们看得到其控制特点。第5章 仿真曲线的分析5.1扰动因素分析导弹在飞行的过程中会不可避免会受到各种因素的干扰，影响炸弹的导引精度。这些干扰因素通常可分为内部和外部干扰两大类，内部干扰主要与制导炸弹的内部结构有关，;外部干扰主要来自于制导炸弹的外部影响。其中，干扰影响比较大的几个因素有;导引头及工艺特性、干扰气流和风力影响。干扰气流发生在投弹后的初始阶段，仿真中可将其考虑为风力影响的一部分。大气压力分布的不均匀就会产生。导弹在飞行时一旦受到风的影响，它的速度、弹道倾角、攻角等多个飞行参数都会随之改变，从而影响炸弹的飞行轨迹甚至是命中精度，因此抗干扰性是制导系统设计需要考虑的重要指标之一。经估值分析将风分为垂直风和水平风，由于导弹的飞行高度离地面较近，可以只考虑水平风。水平风又被分解成为垂直于射击平面的横风和平行于射击平面的纵风，近似认为横风与纵风是相互独立的，横风主要影响炸弹的侧向运动，纵风主要影响炸弹的纵向运动。在实际情况中，由于风的大小、方向以及出现的时刻都是随机的，如果在导弹的起控点附近出现较大的随机风，就可能使炸弹飞离规定的区域，因此制导导弹为避免干扰气流的影响，通常先作几秒的无控飞行，待飞离载具后再接入控制信号。5.2仿真曲线进行制导仿真，仿真初始条件如