第3章 制导与控制技术

2002年6月 江 南 航 天 科 技 第2期 第3章 制导与控制技术 摘要 本章对最普通的导弹制导规律的基本思想和基本算法进行了综述，还 对不同制导规律横向加速度所需之 经验 班主任工作经验交流宣传工作经验交流材料优秀班主任经验交流小学课改经验典型材料房地产总经理管理经验 规律进行了阐述。此外，本章对飞行力 学、俯仰轴控制及动力特性分别进行了概述。最后，对采用现代控制器设计方法 进行自动驾驶仪内回路设计问题作 了简要讲解。 1导 言 精确制导武器在过去十多年间的国际局部冲突中扮演了愈 突出的极不逊常的角色， 且大量媒体将注意力集中到现代高科技武器所提供的外科手术式精确打击上。然而，今 日 之精确制导武器背后的概念原理可以回溯到第一次世界大战。不过，显而易见的是，科学 技术的发展和进步达到今日如此发达的程度之时，人们才得以充分利用早在一个世纪以前 就已为人们所了解的制导武器的概念原理。 “制导”可以定义为如何操纵导弹拦截 目标的技术策略，而 “控制”可以定义为采用导 弹控制作动器这一战术去实施上述策略。 制导的常规分类如下： 一 目标相关制导，在这类制导中，目标跟踪数据由弹载或它载传感器实时提供。 一 非目标相关制导，在这种制导中，导弹朝某个预定点飞行，这个点可以是一个目标或 是目标相关制导开始的点。 随着一体化传感器一射击武器的不断改进和近实时瞄准数据能够从与导弹系统无联系 的其它传感器上获得，上述两点区分日见模糊。还必须指出，先进的 GPS／INS(卫星大地 定位系统／惯性导航系统)一体化导航系统提供的优异导航性能使导弹制导精度已达到米级。 因此，诸如JDAM之类采用非目标相关的武器能够与传统寻的导弹相媲美。 2中段制导和弹道优化 航路中段制导属于部分 目标相关制导，在这种制导中，导弹是通过采用外部传感器提供 的目标数据得到制导而飞向目标的。为对付机动 目标而设计的飞行距离最短的武器一般采 用中段制导。这方面的典型例子是AMRAAM之类的空空导弹。 空空导弹在飞行中段常常采用弹道优化。其主要原因是利用高高度情况下的小阻力。 · 23 · 维普资讯 http://www.cqvip.com 优化可以用于获得最少的飞行时间、最大的飞行距离、最大末段矢量速度等。 弹道优化还可以用于空面导弹武器，以获得有利的碰撞角、撞击时无攻角等。贯穿战 斗部的性能可以通过末段弹道优化的方法而得到大大改进。 弹道优化还可以进一步用于航路规划，通过航路优化，导弹的飞行路径得到事先规划， 避开了路障，从而使自身的生存能力和目标的截获概率得到最大程度的提高等等。这种航 路规划通常是在发射之前进行的，但导弹在飞行中还可以对 自己的航路进行再规划。 计算能力的提高和优化算法的进步使导弹在飞行中进行实时优化成为可能。 3制导规律 最基本的而且也是最常用的制导规律如下： 一 矢量速度追踪法。 一 比例导航法。 一 指令一瞄准线法。 一 架束制导法。 目标 图3-1速度追踪运动学 所有这些制导规律可以追溯到早在 2O世纪40和 50年代开发出来的制导导弹。制导规 律之所以一直如此成功，其原因主要是它们实施起来简单，且具有较好的性能。矢量追踪法 主要用于第一代激光制导炸弹。例如铺路者 I型和II型。比例导航用于几乎所有寻的导弹。 “指令视线瞄准”用于无导引头的近程到中程导弹如大多数反坦克导弹和许多面对空导弹。 驾束制导的用途并非那么普遍，但在 RBS70和 ADATS两种型号上得到了应用。 3．1速度追踪 制导背后的概念思维是导弹务必总是迎着目标现有的 位置飞行。假设导弹的速度大于目标的速度，这种策略的 必然结果是目标毫无疑问会遭到拦截。 速度追踪所需信息局限于对 目标的依赖，与 目标相关 的信息可以通过弹载导引头和导弹矢量速度方向获得。速 度追踪通常用于激光制导炸弹，在这种场合，只需要将简 单的导引头装于一片炸弹旋翼上，它会自动地跟与风有关 图3- 速度追踪导弹的弹道和所需 的速度矢量对齐。这样一来，制导控制系统的使命是操纵 横向加速度Vm Vy 导弹始终使目标处于弹载导引头的中心位置。 图3—1所示，为采用目标固定极座标系描述的矢量速度追踪运动学，其表述式如下： FVT·COS~i VM r · =一 VT·sin 积分给出：Fro· 鲁 式中下标 0表示初始状态。 · 24 · 维普资讯 http://www.cqvip.com 从上述方程中可以看出，目标拦截 (当r趋于零时)发生 在 =0或 _兀处，即尾追或迎击。由于迎击情况下的拦截不 稳定，所以，可行的情况只有尾追拦截。 速度追踪制导规律导致的结果是需要大横向加速度。在 大多数情况下，末段拦截的加速度是无限的。导弹不能进行 无限加速度飞行，其结果是导致一个有限的脱靶距离。 这一来，速度追踪对 目标速度很敏感，同时，对风之类的 扰动也很敏感。速度追踪制导规律不适用于米级精确打击导 圜 弹。 爱 3．2比例导航 比例导航背后的概念思维是导弹务必始终与目标 保持恒定关系。大多数海员知道这种策略会导致最后 发生碰撞。用于实施这种概念的制导规律如下式： ● ● 丫 C · 式中丫是导弹速度矢量的方向 ，是导弹相对 目标 的角速度，而 C是常数。角丫和 是相对于某一固定基 准测得的。 图 3—3为理想的遭遇三角形，在此三角形中，目 3-3 理想的比例三角形。在此三 形中，目标和导弹都以恒定矢量速 运动，在整个弹道中，导弹相对于 标的角速度是一个常数。 图 3．4比例导航，运动及角的定义 标和导弹都以恒定矢量速度运动，且在整个弹道中导弹相对于目标的角速度是一个常数。依 据图3—4所定义的角，采用极坐标，便可以得到下述 2维 (2D)情况下的运动方程： =VM·sin( 一丫)一 VT·sind~ r=一VM·cos ( 一丫)+ VT·cos 丫= C · 线性化运动学模型可以探讨如何求得由△表示的理论遭遇三角 (由下标 0表示)的偏差 量： =机-+-△ 丫 Y0+△丫YT YT0+△YT 式中YT是相对于基准的目标速度矢量方向。于是，扰动方程变为： (△ ·，．) 一 ‘cos(~。Ro)．·Ar+Vr‘cos(~o--r ‘△ r=一VM·cos(~0一y0)+ ·cos(~0一 )≈一 丢(△)，)=c·丧△ ) 式中引入了接近速度 Vc 下剩 (前行)的时间T引入为： T— 从上面各个方程中可以看出： 3‘r=一C_-二_ · ⋯ 从上面各个方程中可以看出 ： 一 — } · ⋯ 由此可以得出这样的结论，即因数：C_ 对于制导规律的性能具有重要意 义。 · 25 · 维普资讯 http://www.cqvip.com 直到目前，制导规律是用速度矢量的旋转作为要控制的变量这种表达式表示的。然而， 要JJu以控制的更 自然的变量是导弹横向JJU速度。由于在上述回路增益中发现的接近速度因 拦截、高度、目标类型等几何图形的不同而变化很大，所以，理想的情况是将接近速度包括 进制导规律中。 因此，n ：Ⅱ·Vc· 参数 Ⅱ称之为导航常数且务必介于 3和 4(或许达到 5)之间，以保证良好的动态性能。 导弹要拦截机动目标， Ⅱ值须大于 2。 这一公式需要对接近速度进行测量或估算。如果导弹使用有源雷达寻的，那么，便能采 用多普勒技术得到接近速度的测量结果。在大多数情况下，从交战和高度几何图形中可以 得到粗略估算。 从上述各方程可以了解到，拦截机动目标所需导弹JJu速度的表示法可以从下式推导出来： ‘ ·I1-(专 ] 式中， 作为总的飞行时间已经引入，且 n 是目标过载。在迎向和尾追情况下，这一 公式可以JJu以简化，且特别是如果末尾作战 (在此情况下， 趋近于零)被考虑进去的话，可 以获得下式： I门 I 一 仅 ’ I— 二 由于Ⅱ通常介于 3和 4之间，所以，这一经验规律表明，在设计寻的导弹时，务必将它 的横向加速度设计成三倍于可能的目标横向加速度的速度。 4扩展比例导航 比例导航规律能使导弹拥有对付恒速运动目标的良好的性能。如果目标加速度能JJu以 测量的话，那么，便能通过给上式增加一个目标加速度补偿项的办法使比例导航 (PN)制导 规律得到扩展。这样一来，扩展了的比例导航 (APN)制导规律就变成下式： n ：Ⅱ． (Vc ． + 1 ·n ) 对于APN而言，由目标机动给出的所需导弹横向JJu速度可以推导如下式： 1 r a一 l 』 · 这样一来，最大加速度便变为下式： · 仅 或者，由于Ⅱ介于3和 5之间，大约是目标过载的两倍。由此，可以进一步发现，最大 加速度发生在逃逸机动的开端，而对于PN规律而言，最大加速度发生在更为关键的最后截 获飞行段。 然而，在声称扩展比例导航规律优于 PN之前，不得不探讨一下与扰动有关的动态性能 和强固性。 在这儿假设导弹是一个第三阶系统，即如下式： · 26 · 维普资讯 http://www.cqvip.com K／M — — 1 ■ 式中：∞=1Orad／s ( 0．7 T=0．5S ’ 此外，导弹具有一个导航常数 3，且目标机动 具有一个 3g的过载。这样一来，作为目标开始机 动时的剩余时间函数和能赖以估算出目标加速度 的精度函数的脱靶距离图示如图3—5。 从对 APN规律所作动态分析中得出这样的结 论，与 PN相关的优异性能显然对 目标机动估算中 出现的误差很敏感。必须指出，高估目标加速度对 APN 的性能尤为不利。这种敏感性当然是实际应 用中APN受到局限的根本原因。 4．1指令瞄准和驾束制导 比例导航 0·5、增量比例导航 图3-5本图所示，是作为目标开始机动时下 利时间 (t )函数的以米计算的脱靶距离和 估算目标加速度与实际加速度之间的比率。 指令瞄准 (CLOS)和驾束 (BR)采用同一基本理 念，亦即导弹务必在整个弹道内沿发射架到目标的一条 直线飞行。这一制导规律叫作瞄准制导或三点法制导。 依据图3-6的术语和分别表示从导弹射击单元到导 弹的距离 以及从导弹射击单元到目标的距离， 描述瞄 准制导的方程可以以极坐标的方式表示如下式： rM· M=一VM·sin( M一丫M) rM·VM·COS( M一丫M) 如果第一个方程是针对时间推导出来的，并用秒去除， 那么便可以获得下式： 丫 =(2一— 书 关于书的成语关于读书的排比句社区图书漂流公约怎么写关于读书的小报汉书pdf · )· + · M ，．M ，．M 目标方程也能以类似方式写成下式： (2。 一r ，． r ) · rr 。 理想的瞄准线制导意味着：机 = 于是，方程可以写成下式： = (2- · FM M ) · + M · 【 · 一 y r M | | i 如果：v =0 图 3-6瞄准制导运动学 图3-7瞄准线制导导弹弹道 · 】 =o 且如果常数速度被假定为导弹和目标速度，那么，该方程即变为： (2一 。等)· t+ 。一 。 此方程中第一项给出的是导弹跟上瞄准旋转所需的机动，而第二项给出的是导弹对付 · 27 · 维普资讯 http://www.cqvip.com 目标机动所需的机动。众所周知，导弹一般处于发射架与目标之间，且一般以大于目标的速 度飞离发射架。用这些事实对上式第二项分析得出下式： rM< re > r1 这表明，目标机动产生的机动 要求 对教师党员的评价套管和固井爆破片与爆破装置仓库管理基本要求三甲医院都需要复审吗 小于目标过载，且它使拦截距离缩小。这与大约为三 倍 目标过载的比例导航所需的机动形成鲜明的对照。 对视线亦即瞄准线制导导弹的主要机动性要求通常不是由目标机动性决定的，而是由 目标速度决定的。目标速度大，则导弹的发射区要小，而且，还要求导弹的加速度要大。 图3-7中所需横向加速度可以表示如下式： nM=2 式中，p是从图3-8的图形中得到的加速度因子，d是交叉距离，亦即目标弹道和射击 单元之间的最小垂直距离，而 是瞄准线与导弹速度矢量之间的夹角。 导弹在拦截 目．标期间，指令瞄准 (CLOS)和驾束 (BR)制导方式都依靠与发射架相连 的跟踪传感器去连续跟踪目标。在指令瞄准体制下，跟踪传感器跟踪目标和导弹，并测量二 者之间的角差。然后，根据消除导弹和目标间角差使其趋零的驱动需要计算出控制指令，并 接着将这些指令发射给导弹。 在驾束体制下，射击单元投射出一个波束，该波束连续跟踪 目标。此波束可以由激光器 或射频 (RF)发射机产生。导弹后部有一个传感器，能测量出导弹偏离波束中 。的情况，且 导弹飞行控制系统能设法将此一偏差减至最小。 尽管指令瞄准 (CLOS)和驾束 (BR)两种体制的制导规律相同，但前者制导具有这样 一 个优点，即指令信号的计算除可以利用偏离瞄准线的现成偏差之外，还可以利用更多的信 息。将瞄准线旋转用作前馈项可以大大降低脱靶距离。 指令瞄准 (CLOS)和驾束 (BR)跟踪在距离上都很有限，这是由于作为导弹发射场角 测量结果的目标跟踪误差会产生与距离成正比的脱靶距离的缘故。 4．2各种制导规律的特性 现将文中所述各种制导规律的特性归纳如下表 3．1： 表 3．1制导规律特性表 由目标速度 由于目标加速度 制导规律 所需测量 产生的加速度 引起的加速度 速度跟踪法 (VP) 无限 无限 目标象限角和速度矢量 之间的夹角 比例导航 (PN) 0 3*nT 象限角对 目标的旋转 扩展比例导航 (APN) 0 23木n 象限角对目标和目标 加速度的旋转 指令瞄准法 (CLOS) 近程时很大 计算公式 六西格玛计算公式下载结构力学静力计算公式下载重复性计算公式下载六西格玛计算公式下载年假计算公式 ： K。一号 03o ≈ {loqb~C'uo 』 — — ’ ≈ ( r )、／des，f0c．o 式中己作了下述假设： < 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 亦即增益程序编制公式 (基于动态压力和攻 角之类的变化参数)便可列出。 然而，近年来控制器设计方面的技术进步已经使在同一时间设计出满足所有飞行条件 的单一控制器这一以前无法办到的事成为现实的可能。目前，对作到这一点最有希望的技 术是线性参数变化 (LPV)设计，在此设计中控制器装置假定为具有下列公式： X(t)：A (e(t))X(t)+B (e(t))u(t) Y(t)=C (e(t))X(t)+D (e(t))u(t) 式．中，X是状态变量矢量，Y是输出，u是控制输入，而0是所测得之变量的一个矢量。理 奇勒 (Ridgely)和麦克法兰 (McFarland)在他们所写的论著中，对目前导弹控制器设计中存 在的重大技术问题进行了综述。 5．2倾斜转弯 大多数导弹采用 x或十字型布局对导弹进行滚动稳定控制，并采用控制作动器获得理 想的横向加速度方向。然而，有些导弹的滚动通道不得不给予密切关注。 倾斜转弯控制要求导弹用横向加速度在弹体固定方向上进行机动。为了机动，导弹首 先得倾斜使弹体与所需方向对齐。倾斜转弯控制可以用于减小控制面的数 目，其结果也减 · 30 · 维普资讯 http://www.cqvip.com 少了阻力，而且这些也是推进系统所需要 的。诸如冲压喷气之类的吸气推进在正常 情况下只能在有限的攻角变化情况下进行 工作，并对侧滑很敏感。 6．未来发展趋势 图 3-9俯仰控 制问题 变量定 义 算法的进步和电算功效的提高将使导弹获得更大的机动性，在大攻角的情况下尤其如 此：此外，还能使导弹优化弹道的能力大大提高。 然而，导弹制导和控制领域中最重要的发展趋势可以全部用“集成”这一术语进行描述： 一 集成惯性和卫星导航将能提供五花八门的低成本高精度制导武器。重要的技术方面在 于开发用于汽车工业的固态惯性部件和不断改进 GPS系统。 一 制导和控制间的集成提供了改进导弹性能的能力。采用更先进算法可以解决以往把较 缓慢的外回路制导与较快速的内回路控制分开进行的问题。 一 导弹与整个 C ISR (指挥、通讯、控制、计算机、情报、侦察)系统间的集成将变得 更为紧密。这种集成能够以几乎实时方式提供高精度 目标瞄准。这将使人们能够在不采用 昂贵导引头的情况下实现以低成本精密导航武器攻击许多目标的夙愿。 · 31 · 维普资讯 http://www.cqvip.com