高超聲速飛行器編隊協(xié)同制導及末段預測制導研究.pdf

1、以高超聲速巡航飛行器為研究對象，對巡航飛行器巡航段飛行器編隊和末段預測制導律中的若干問題進行了研究，這兩項技術分別為飛行器突防和精確打擊的重要戰(zhàn)術技術手段。
　　首先綜述了國內(nèi)外高超聲速飛行器、導彈編隊技術和預測制導的研究現(xiàn)狀。
　　根據(jù)高超聲速飛行器巡航段飛行特點，為簡化運動學模型和便于控制，建立了發(fā)射地心坐標系和再入坐標系，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段較為精確動力學、運動學模型。

2、r>　　基于所建立的數(shù)學模型，分析了巡航段飛行器的平動動力學特性，設計了編隊要求：領航飛行器以標準彈道引領航跡，跟隨飛行器跟蹤領航飛行器，并保持與領航飛行器的相對位置一定。通過對制導律和控制律的分析，設計出相應的PID控制器，并采用Z-N整定方法求取制導律中的各參數(shù)。
　　針對當前標準軌道制導無法滿足機動突防要求，而其它預測制導計算量大的情況，將一種稱為虛位移制導的預測制導方法應用于高超聲速巡航飛行器的末段制導。該預測制導法分兩個

3、過程：預報落點位置和最優(yōu)橫向力搜索。本文詳細推導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，通過Newton迭代對最優(yōu)橫向力方向進行搜索。根據(jù)橫向力方向相位確定制導邏輯，并得到制導指令，最后通過仿真對制導性能進行了分析。
　　最后，對前述理論進行了數(shù)值仿真分析，在末制導段采用邊界環(huán)、限幅和多幅值切換處理來抑制指令顫振現(xiàn)象。結(jié)果顯示，飛行器能形成良好的編隊，末制導精度得到保證，驗證了本文所采用的編隊方法和制導律的可