制导系统制导系统的作用利用导航参数按照给定制导共79页文档

§3.3制导系统制导系统的作用----利用导航参数，按照给定制导律，操纵弹（箭）推力矢量来控制飞行器质心运动，达到期望的终端条件，准确关机，保证弹头落点偏差小或者有效载荷准确进入轨道目标区。XnYnZn主自再0D0CL火箭航程：从发射点到有效载荷卫星运行到自由滑行轨道的某固定位置时地表面的航迹曲线。导弹航程：从发射点到落点之间的距离，也称射程，是主动段、自由段，再入段的三段射程叠加构成。弹(箭)制导系统的主要任务-----为保证主动段终点的速度和位置坐标符合要求，对飞行器运动实行射程控制和横向控制。射程控制实现命中目标的第一要求，要求射程偏差最小；横向控制是实现命中目标的第二个要求，使横向偏差小于容许值。3.3.1摄动制导实际飞行弹道接近标准弹道情况下的制导，又称为（增量）制导。1。射程控制(关机控制)取偏差为控制函数。控制目标：控制实际射程等于标准（预定）射程。L即：射程偏差0L设标准射程为：kkkL[V(t),(t),t]L)z,y,x(kt—标准关机时间。kV(t)----标准关机点的惯性速度在直角坐标系中的三个分量。—标准关机点的位置在直角坐标系中的三个分量。k(t)设实际射程为：kkkL[V(t),(t),t]L)z,y,x(kkkV(t),(t),t----是实际关机点处的速度，位置和关机时间。射程偏差：kkkkkkL[V(t),(t),t]-[V(t),(t),t]LL射程偏差作为关机控制函数要涉及七个参量。在关机时刻同时保证七个参数都等于预定值很困难。可以证明，在实际弹道上，能找到一个关机点，该关机点的七个运动参数并不同时满足和标准值相等的条件，但它可以使。(,,,,,,)xyzVVVxyzt0L在实际弹道上找出一个合适的关机点，使七个参数的组合值与标准关机点的参数组合值相等，则有0L通常关机控制函数选取综合值而不选择七个参量.L摄动方程方法假定在实际条件下（有扰动作用或有初始偏差）运动方程的解与标准解的偏差足够小，该偏差（状态量偏差）可用线性摄动方程近似的描述。假设弹（箭）主动段质心运动动力学方程如下列非线性微分方程描述：00(,,)()XFXUtXtX12()[(),()...()]TnXtXtXtXt12()[(),()...()]TnUtUtUtUt--状态矢量（如：速度和位置）()Xt()Ut--系统所受外界作用（推力、控制力气动力等）。V①假设方程①存在标准解，它相当于制导问题中的标准弹道，代入方程①为：有干扰作用的实际解：()Xt(,,)XFXUt00()XtX()()()XtXtXt()()()UtUtUt将式①在、处展开成泰勒级数：()Xt()Ut,,()(,,)()()XUXUFFXtFXUtXXUUXU高量若足够小，可略去二阶以上项，状态量偏差可用线性摄动方程近似描述：000()()()XtXBtUXtX0(t)=AXU(t)=X-X,(t)=U-U②00,.(),()XUXUFFAtBtXU0()At0()Bt,是按照标准弹道状态量,计算的，故是已知的时间函数。例：惯性坐标系中飞行器的质心运动方程，求其摄动方程：()Xt()Ut(,,)(,,)(,,)xxxyyyzzzxyzVgxyzWVgxyzWVgxyzWxVyVzV飞行器的质心运动方程：其中视加速度为U，xWyWzW为状态量X。上式的摄动方程为：000000000100000010000001000xxxxxyyyyyzzzzzgggxyzVVgggVVxyzVVgggxxxyzyyzz000xyz,,,,,xyzVVVxyz通过摄动方程，可以把非线性系统问题转化为线性系统问题进行分析。利用摄动方程求出状态量偏差由已知，求得实际值()Xt()Xt()Xt()Xt()Xt摄动制导的关机控制函数根据摄动方程法求射程偏差：[()()][()()][()()][()()][()()][()()]()xkxkykykzkzkxyzkkkkkkkkLLLLVtVtVtVtVtVtVVVLLLLxtxtytytztztttxyzt]),(),(),(),(),(),([kkkkkzkykxttztytxtVtVtVLL)),(),(),(),(),(),((kkkkkzkykxttztytxtVtVtV在展开[()()()()()()][()()()()()()]()()LLLLLxxkyykzzkxkykLLLLLLzktkxxkyykzzkxkLLLykzktkkkLKVtKVtKVtKxtKytKztKtKVtKVtKVtKxtKytKztKtJtJt用分别表示整理有,...,LLLLxyztKKKK,,...,,kxxyyzzttVVVVxyLLLLVVzt组合值只要满足条件：则射程偏差定义为关机特征量，也称关机控制泛函，可写成()kJt()()kkJtJtL0L()Jt71()iiiJtKX(1,...,7)iXi表示表示中的状态变量系数或称射程偏差系数。(),(),(),,,,xyzVtVtVtxyzt(1,...,7)iKiL实现原理：摄动制导方法优点：无需飞行过程中实际量与标准量实时比较，只需在关机点附近求取状态量并计算关机点特征量，将实际的关机特征量与装定的进行实时比较，当比较的差值等于或小于一个允许值时发出关机指令。缺点：1)若在飞行中有大干扰偏差，使实()kJt()kJtL际弹道偏离标准弹道较大时，将引起较大的射程偏差。此时需要考虑二阶以上的泰勒级数。2)摄动制导的射程控制函数需要预先计算较多的预定值存储在计算机中。由于存储的射程偏差系数、导引系数等都是标准弹道预定值，所以在大干扰下精度较低。3。横向控制（a）横向导引弹（箭）在干扰作用下会偏离射面。为保证导弹落点横向偏差或运载火箭飞行轨道横向偏差小于容许值，需采取横向导引控制将弹（箭）导引回射面内。摄动制导中采用横向偏差作为横向导引控制函数。控制过程：用横向导引控制函数，形成横向导引指令，通过推力矢量控制构成闭环反馈横向控制系统，导引弹（箭）质心横向运动。H摄动制导横向运动控制目标是:当关机时使落点横向偏差应满足ktt类似射程，横向距离有：0H(),(),kkkHhvtrtt()()()()()()()()()()()()()xkxkykykxyzkzkkkzkkkkkkHHHvtvtvtvtvvHHvtvtxtxtvxHHytytztztyzHttt横向偏差可写成：同样令:123456,,,,,xyzvvvxyz61()ikkiiHHHttt()()()ikikikttt1,2,,6ikkkttt系数称作横向偏导数.展开即：(1,,6)iHi12,kkttttxyHHHHvv状态量偏差可以写成两部分：1）等时偏差2）关机时刻不在标准时刻偏差()()iikikkttttitiitktktikt()()()ikikikttt()ikktt代入式中有：H61()()()kikikkkiiHHHtttttt()()()kkkkHtHtHtt61i()()()kkikiHHttt(1)6)1()kkittiiikiHHHtHbt令61()()kiikiHtbt6)1()(kkkkittkiiHHHtttt(2)射程控制是第一条件，因此存在可以使＝0的时间:由则有令L()()0kkkLLtLtt61()1()()kkkkkikiiLtLtttttLL()ikiLat611()kiikitatL则有：(3)将(2)和(3)代入式(1)得:61()()()()()kkkiiikiHHtHtLtLHbatL其中为射程偏差系数（或射程偏导数）。()(,,)kiktixyzLLLLLatVVVz即为横向偏差系数（或横向偏导数）()ikiHbt(,,)ktxyzHHHHVVVz即是期望在关机时刻达到的量，质心运动周期长，控制最后达到需要有个时间过程，故在远离关机点时间之前就要横向导引。()0kHtH()0kHt将横向导引控制函数设为：61()()(),()HiiiHKiHItbattttLHt－允许横向控制的起始时间横向控制需要连续控制----即连续控制质心横向运动，因此要按反馈控制原理构成横向导引系统，即闭环系统。(b)法向导引法向导引就是对飞行器在射面内质心运动的法向方向作控制。弹道倾角偏差对射程影响较大，射程关机是开路控制，关机方程线性化时，要求实际飞行弹道偏离预定弹道尽量小，因而需采用法向导引。010101()()()uucxcxcxKuKuttt弹箭控制方程：弹道倾角作法向导引控制函数摄动制导中法向导引控制的目标是：当时Hktt()0Hkt()()HHkHktt()()HkHkHkttt关机点时刻弹道倾角偏差一阶近似也可表示为：①同横向偏差一样：6H)1i61i()()kkHkttikiHHiitt)kkHttt)kkHittiE令61()()HkiikitEt②同横向导引一样得：③61()1()()kkkkkikiiLtLtttttLL611()kiikitatL即将②③代入①有：61()()()HHkiiikitEatL其中同前，为射程偏差系数。ia()Hkt是期望在关机时刻达到要求的值。需要一个过程达到。所以需要在远离关机点时间之前开始连续法向导引。()0Hktkt将法向导引控制函数定义为：61()()()kHiiiitItEatLktttt----为允许导引起始时间法向导引系统逐渐使减少，随着飞行时间接近则。()Itkt()0Hkt通过连续控制保证射面内的弹道接近标准弹道，从而保证了摄动制导线性化条件。法向导引也需要闭环控制。()Ht导航计算关机方程计算导引方程计算位置、速度导弹器关机指令测量加速度推动矢量控制姿态摄动制导实现过程：3.3.2显示制导（或闭路制导）根据目标点坐标和弹（箭）的即时运动参数，按照以导弹运动参数为显函数形式的关机和导引控制规律进行控制的制导方法。显示制导的原理----弹上计算机根据导弹即时运动参数和目标点坐标，按一定的性能要求计算出“需要速度”，然后与即时速度相比较。两者的差值为称为待增速度。若＝0，即可关机，导弹将命中