141514_于春辉_14151137
合集下载
相关主题
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性,平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益,请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间:9:00-18:30)。
数定义为
6
������������(������)
=
∑
������=1
(������������
−
������̇ ������̇
������������
)
������������
������������������(������)
������������ ≤ ������ ≤ ������������
令。
加速度 测量装置
Wx
Vx
Vy
Wy
Vz
Wz
x
y
z
导航计算
7
Ki Xi J (t)
i 1
Xi (i 1, 2,3) Va (a x, y, z)
Xi (i 4,5, 6) a X7 t
求差(记数)
弹(箭)载计算机
J(tk ) 装定值
L
偏差门限
关机指令
摄动制导系统射程控制框图
度,地理纬度以及随地球的自转引起的转角:
������������������ = ������1������[������, ������]������2[������������(������)]������1[������, ������]
上式是重力坐标系到惯性坐标系的转换矩阵具体的矩阵如下
������������������������ ������������������������ 0 ������������������������ 0 −������������������������
2)法向、横向导引
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。通过法
向导引来控制质心运动的法向速度,达到控制������������������(������)。 采用的法向控制函数定义为
6
������������(������)
=
∑
������=1
(������������
−
������������ ������̇
������������
)
������������
������������������
������������ ≤ ������ ≤ ������������
式中������������——允许导引起始时间。
为保证导弹落点横向偏差和运载火箭飞行轨道横向偏差小于容许值,
需要采用横向控制,将飞行器导引会射面内飞行。采用的横向控制函
北京航空航天大学 宇航学院
2017—2018 学年第一学期
课程设计报告
专业名称:探测制导与控制 任务名称:飞行器的导航制导系统的设计
班级(学号):14151137 学生姓名:于春辉 同组成员:无 指导教师:杨 博
2017 年 12 月 28 日
一. 设计任务与设计要求 1.1 设计任务
通过课程设计训练,要求学生学会根据设计要求开展设计工作,能 联系实际深入掌握本专业的理论知识,培养学生综合运用所学专业 基础课程的知识分析和独立解决实际问题的能力。要求通过专业课 程设计使学生能够掌握典型飞行器的导航制导系统的设计步骤,包 括查阅资料、系统实验方案的设计、系统模型的建立以及数据处理 等,并可以对所设计的系统方案进行仿真验证以学会分析系统性 能,进而牢固掌握所学的基础知识。 1.2 设计要求 1).学生需要熟练掌握运用所学的航天导航控制系统的基础知识, 深入理解前期所学专业基础课的原理。 2).应具备独立查阅中英文资料和相应的工程设计手册能力。 3).能够掌握典型的飞行器飞行控制系统的设计过程,包括方案的 选择、导航制导系统、姿态控制系统、包括伺服系统等方案的设 计、制导控制律设计、误差分析等。 4).应具有熟练使用 Matlab 及 C 语言的技能。 5).要求能够对所设计的系统进行计算机仿真实验,并就仿真结果 进行分析研究。 6).对造成系统误差的因素进行分析,改进系统设计。 7). 完成 5000 字严谨的技术报告
)
L t
(tk
)
������������ = 0定义为������������ = ������(������������) − ������(̅ ���������̅ ���)
当������(������������)与������(̅ ���������̅ ���)相等或小于某一个允许值������������时,则发出关闭发动机指
二. 任务概述与实际需求分析
2.1 任务概述 1).根据给定的火箭上升段推力曲线,设计上升段轨道发生器。要 求用 C 语言编写输入参数界面,即:从界面上输入各项参数,便显 示出三维上升段轨道。 2).优选一种制导方法,设计导弹的制导控制过程。要求阐明所选 设计方案的特点、优越性,给出制导、控制系统的工作流程图及制 导控制算法模型,并应用 Matlab 或 C 语言编制导弹飞行跟踪过程的 仿真软件以验证所选方法的可行性,同时给出误差分析比较图。 注:a)各项飞行参数:通过查阅资料自行确定。
[������1] = [−������������������������ ������������������������ 0] [ 0 1 0 ]
0
0 1 ������������������������ 0 ������������������������
b) 系统误差:按所选型号的实际误差给。 c) 注意各种导航坐标系之间的区别,搞清楚不同坐标系的转
换关系。 d) 编写程序的过程中,注意角度制单位与弧度制单位之间的
转化。 e) 三维曲线图要求有标题,坐标轴说明,注意控制视角、视
图比例及曲线宽度,以保证所反映的结果特性在打印文稿 中清楚可见。如果是曲线比较图,要求添加线形图例。 2.2 实际需求分析 本设计中考虑的是对于运载火箭的导航制导率的设计,再加上模型 的抽象化过程忽略的较多的因素,所以对于实际的火箭导航的参考 价值并不是很大,但是由于总体的设计还是可以考虑在实际中有所 应用。重点是对于其中包含的思想的理解和学会如何将其应用到实
+
1 2
������������������,������
+
������0 2
������������,������−1)
������0
采用适当的计算周期,根据方程的计算结果与采用其他方法求解质点
运动微分方程的计算结果有同等精度,能够满足制导的要求。
需要速度常常的显式制导的控制函数即为制导率。闭环制导按照命中
������������,������
−
������������,������−1
≈
������������������
+
������������,������−1 + 2
������������,������
������0
������������,������
−
������������,������−1
Vy (tk
)
L Vz
Vz
(tk
)
L x
x(tk
)
L y
y(tk
)
L z
z(tk
)
L t
(tk
)
装定标准关机特征量
J
(tk
)
L Vx
Vx
(tk
)
L Vy
Vy
(tk
)
L Vz
Vz
(tk
)
L x
x (tk
)
L y
y ( tk
)
L z
z
(tk
������0 + ������
������
������ ������������ = ������������ ������
式中的������0为地球的半径,r 为质心距离地心的距离,G 为gR20的常数
值。可知分解到惯性坐标系的三个轴上的引力加速度。
4.1.2 推力的分解
火箭的推力也可将其分解到惯性坐标系,分解时应当考虑发射角
机点的七个运动参数(������������, ������������, ������������, ������, ������, ������, ������)组合值相等,即使飞行弹道 不同,也可以使������������ = 0。
实际关机特征量
J
(tk
)
L Vx
Vx
(tk
)
L Vy
=
������������−1
+
(������������,������−1
+
1 2
������������������,������
+
������0 2
������������,������−1) ������0
������������
=
������������−1
+
(������������,������−1
际问题的解决方案的实际当中。
三. 总体方案设计 3.1 制导系统
制导系统的主要功能是利用导航系统提供的飞行器运动参数,对质 心运动进行控制。按照制导律,使飞行器从某一飞行状态达到要求 状态的轨道机动,并达到期望的终端条件以保证弹头命中目标或空 间有效载荷进入预定轨道。 飞行轨道是飞行器质心在空间运动所描述的轨道。弹道式飞行器 (导弹或运载火箭)的飞行轨道由主动段、自由飞行段和再入段组 成。 主动段:有效载荷(弹头、空间载荷)被助推到需要的高度和预定 的状态,与运载体分离。 自由飞行段:有效载荷在仅有引力作用下按椭圆轨道飞行,火箭壳 体或弹头以自由飞行体的形式飞落地面。 再入段:有效载荷(弹头)或运载火箭壳体受到气动力的影响。 对于导弹的落点失准,可将偏差分解为射面内的射程偏差(或称纵 向偏差),偏离射面的横向偏差(或称射向偏差)。因而制导的作用 可归结为对飞行器运动实行射程控制和横向控制射程控制是实现交 会目标的第一条件,追求射程偏差最小。横向控制时实现交会目标 的第二条件,使横向偏差小于容许值。 主要的制导方法有摄动制导、显示制导等。 3.2 方案比较与筛选
3.2.1 摄动制导
摄动制导是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
射程控制目标函数是交会目标的偏差为零,对于弹道导弹就是控制
实际射程等于标准(预定)射程。制导系统的作用就是通过关机和
导引消除干扰力和干扰力矩的影响,控制射程偏差达到最小。射程
控制就要求是在实际弹道上有可能找出一个合适的关机点,这个关
系,可进行如下设计:
4.1.1 引力加速度
根据地心引力加速度的随着位置变化的特点,可将其分解到发射点
惯性坐标系,分解方式如下:
������ ������������ = ������2
������ ������������ = ������������ ������
������������
=
������������
≈
������������������
+
������������,������−1 + 2
������������,������
������0
������������,������
−
������������,������−1
≈
������������������
+
������������,������−1 + 2
������������,������
������0
������������
=
������������−1
+
(������������,������−1
+
1 2
������������������,������
+
������0 2
������������,������−1)
������0
������������
纵向质心运动 横(法)向质心运动
加速度计
横(法) 向导引律
绕新运动
偏航(俯仰)姿态控制回路
横(法)向导引系统框图
进行横向导引和法向导引,二者均是闭路控制。横(法)向导引系统 利用位置、速度信息,经过导引计算,算出横(法)项控制函数,并 产生与之成比例的导引信号。此信号连续送入姿态控制系统偏航(俯 仰)通道,通过推力矢量控制环节的控制力改变偏航角(俯仰角)实 现对质心运动的控制。 3.2.2 显式制导 利用显函数表达式实时计算飞行器运动显函数状态参量和控制函 数,采用调节飞行器运动状态来达到任务终端条件,将这种制导方 式称为显式制导。 闭路制导的原理是根据飞行器的位置 r、飞行时间 t 和给定的速度 倾角������������ 求出命中目标时的需要速度������������ 。为此必须实时地解算出飞行 器的真速度、真位置。计算制导需要的状态参数一般有两种方法: 全量计算,即实时计算速度、位置的全量;根据运动参数的采样值 计算速度、位置增量,并递推叠加得出全量。以下利用数值积分方 法进行递推得出速度、位置全量。
所给目标的需要速度和待增速度进行导引和姿态控制。
四. 方案设计
对于方案设计方面主要包括两个方面即为对于标准轨道的设计以及
实际的轨道的制导率设计。
4.1 标准轨道的设计
对于标准轨道的设计,基于地球扁率的原理再加上考虑了地心引
力、火箭发动机的推力和空气动力的因素共同作用。由于各项参数
在惯性坐标系的求解方式较为简单,故将各变量均分解到惯性坐标