制导与控制技术作业

制导与控制技术

1104330126 席家祯

陀螺的基本特性及其应用

基本特性：定轴性、进动性

实际应用：航天器的定向；

船舶上减小首尾或两舷的不同时起伏

陀螺仪在哈勃太空望远镜目标瞄准和保持自身稳定中的作用

哈勃天文望远镜的3个遥感装置中每个都装有一个陀螺仪和一个备份，以保证望远镜的指向。

瞬时地理位置测量原理

导航平台一般模拟的是地理坐标系ONED，飞行器的位置一般都用地

理经纬度λ和φ来表示。如果X轴指北（N），Y轴指东（E），则用 经纬度表示的飞行器位置为

式中：R为地球半径，为地理经纬度初始值。

初始对准：初始速度、初始位置。

地形匹配制导系统的工作原理

基本原理：利用地形识别技术，将导弹当时弹道下的实测地形特征和预定弹道下的已知地形特征相比较确定导弹位置与偏离误差，形成导引信号，使导弹准确地按预定路线导向目标。

制导精度与工作波长、天线孔径、弹目距离的关系

制导精度在很大程度上取决于目标探测系统对目标的角分辨率。探测系统对目标的角分辨率越高，则制导精度越高。工作波长愈短、探测系统的孔径越大，弹目距离越近，则角分辨率越高。由于弹径有限，靠增加天线孔径来提高分辨率是有限的。精确制导武器主要是缩短波长，工作于毫米波、红外和可见光波段。

光谱滤波与空间滤波的方法

光谱滤波:采用带通滤光片（如吸收滤光片、散射滤光片、偏振滤光片、干涉滤光片）与探测器响应波长组合起来抑制不希望的辐射进

入系统。

空间滤波：目标是在一定背景下出现的，若它们的波长不同可用光谱滤波的方法区分。若辐射波长相近或一样，则可根据辐射体的大小、形状不同，用空间滤波方法区分，例如用调制盘方法

光电转换之前对目标辐射能进行调制的目的

经光学系统聚焦的像点，是强度随时间不变的热能信号，直接进行光电转换，得到的信号只能表明视场内有目标存在，不能获取目标的失调信息，因此要对信号进行调制（按照要传递的信息来改变载体的一个或多个参量）。

调制器的作用

（1）使恒稳的光能转变成交变的光能

——将恒定的目标辐射能量（不考虑目标距离、方向及大气对红外 辐射的影响）调制为交变的电信号，以便信号处理。

（2）抑制背景干扰（空间滤波作用）

——基于点源目标和大面积背景元之间尺寸特性的差异。

（3）提供目标的方位和失调信息

——红外探测器产生的信号幅度、相位的变化反映了目标空间位置 的变化，信号处理电路分解出这种变化，并进行座标变换，就得出

目标的方位和失调信息。

旋转调幅式调制盘的工作原理

原理：根据物体张角的不同，滤除云彩所反射的太阳光线、低空飞行时地面辐射的红外线干扰。

（张角：物体轮廓最大尺寸点和导弹探测器连线的夹角。） 云彩的像大，在透过调制盘

后，照射到光敏电阻上始终

是个常数值，因而光敏电阻

输出信号是个直流信号，可

利用交流放大器滤除。

成象跟踪方法

根据信号来源的不同，寻的制导系统可分为哪三种类型？

根据信号来源不同，寻的制导系统可分为主动、被动和半主动三种类型。

遭遇段目标多普勒频率的计算及其在起爆控制中的应用

杂波多普勒频率的分析

主动寻的导引头的杂波多普勒频率

令VT = 0，得杂波多普勒频率

不同，

则也不同，

杂波元位置的取值范围[-1，+1]，故主动寻的系统杂波多普勒频率范围：

平台跟踪活动式导引头的工作原理

1. 发射前装定。控制站向导弹装定目标信息使导引头对选定的跟踪目标进行瞄准。指令以电信号形式加到放大器上，放大后再加到力矩马达My、Mz上产生使万向支架旋转的力矩，结果陀螺产生进动，平台也改变位置，使天线初步对准目标的方向。

2. 目标捕获。在指令装定之后，转换开关K1调整到2的位置，转入自动跟踪工作状态。从目标反射回来的信号含有目标偏离天线轴线ox的大小及符号等信息，失调电压经K1反馈给放大器，再加到力矩马达上，结果使平台调整，亦即使天线转动某个角度，使目标正好处于天线轴线ox方向上。

3. 目标跟踪。导弹发射后一定时间内，转换开关K2调整到2位置，失调信号不仅控制导引头天线跟踪，而且也加到形成导弹飞行控制信号的计算机电路中。

4. 自动选择器。按距离和速度选择目标信号。

半主动寻的制导系统杂波谱分析

特点：

?主瓣杂波出现在杂波区高端。

?副瓣杂波较平坦。

?尾部接收机的参考信号与直馈波耦

合信号均相对发射频率f0下移了一个

多普勒频率VM/λ，整个杂波的宽度为

2VM/λ。

?目标信号的频率则上移（2VT+VM）/

λ 。

?目标的检测在杂波以外的系统热噪

声谱区进行。

由于导弹在低空飞行时，其飞

行的方向不同，导引头接收天线波束的指向不同，使得地物、背景中不同反射点与导弹的相对速度有很大差异，因而导引头收到的杂波谱是个宽谱结构。

从图中可以看出，目标回波的多普勒频率和杂波多普勒频率是不重迭的。因而可以通过检测预定的多普勒频谱区是否存在目标信号来判定目标。

TVM制导的原理

1) 目标搜索与截获

2) 目标跟踪与照射

3) 导弹的TVM跟踪

4) 目标信息的下行

通信

5) 地面信息处理

6) 跟踪制导指令的

上行通信

主动式雷达导引头的工作体制。

按信号的形式，可分为脉冲式、连续波式及脉冲多普勒式三种：

（1）脉冲主动式雷达导引头

优点：测距；时分方式解决收发隔离。利用距离跟踪能提高对目标的鉴别能力，有效地克服一些杂波及多目标的干扰。

没有速度分辨能力，抗固定地/海杂波能力较差，仅适用于对付大反射截面积、低速度军舰目标，多用于亚音速飞行的反舰导弹。

（2）连续波主动式雷达导引头

有速度分辨能力，但波形在时间上连续，收发隔离困难。

（3）脉冲多普勒主动式雷达导引头

时分方式解决收发隔离问题。具有距离/速度鉴别能力，有很强的杂波抑制能力，可以在较强的杂波背景中检测动目标回波。 主动寻的制导系统杂波谱分析

杂波谱主要由主瓣杂波、副瓣杂波和高度线杂波组成。在低空下视时，杂波最为严重，常比导引头接收机的热噪声大70-90dB。

动目标检测原理

不考虑切向飞行目标是时，固定目标和动目标的多普勒频率不同。固定目标多普勒频率通常为零，动目标不为零，因此我们便可以通过多普勒频率来检测动目标。

切向力和法向力的作用

切向力能改变导弹飞行速度的大小，而法向力能改变导弹飞行速度的方向，都能控制导弹重心运动，所以称它们为切向控制力和法向控制力，或统称为控制力。

低速流动的基本方程及其应用

对于一定量的理想气体，其特性由状态参数:压强p、密度ρ和温度I确定。气体从一个平衡状态到另一个平衡状态，其状态参数关系满足状态方程：

流动气体除上述三个状态参数，还要加上空气流速v，它们之间遵循的关系可用气体流动的基本方程表示。

高速流动的流量方程及其应用

气体低速流动，密度变化很小。在高速流动时，密度变化显著，气体可压缩性不容忽视。高速流动的流量方程（流速与截面积关系）：

式中M=v/a，a为大气中的声速，

A为气流的截面积。

由上式可知：当M<1时（亚音

速流），速度变化率与截面积变化成反比；当M>1时（超音速流），速度变化率与截面积变化成正比；因此，当亚音速流欲加速至超音速流，可以采用先收缩后扩张的方法。

应用：拉瓦尔喷管。

弹翼升力系数与攻角的关系

弹体的升力系数Ｃｙ在小攻角范围内（<15°）

与攻角成线性关系，即：

失速产生的原因

随着攻角进一步增加，Cy增大到最大值。如果再进一步增大攻角α，则Cy反而会下降，这种情况称为失速。

静矩与导弹稳定性之间的关系

正静距（压力中心处于重心之后）的导弹，在受到头部向上的扰动时将产生一个头部向下的力矩，反之亦然，即其具有恢复其原始位置的倾向。因此，正静距意味着导弹是静稳定的。

零静距（压力中心与重心重合）的导弹将是中性稳定的。 负静距（压力中心位于重心前面）的导弹则是静不稳定的。 副翼的作用

副翼是两机翼外侧后缘一块狭长的可动翼面，左右对称安装，其功能是控制飞行器绕纵轴滚转或制止滚转。

副翼总是差动偏转，导致在左翼面和右翼面上产生的附加升力方向相反，从而产生对X1轴的滚转力矩。

当副翼舵偏角比较小的情况下，产生滚转力矩与舵偏角呈线性关

系。

表征飞行误差的两种坐标系

（1）直角坐标（2）极坐标

控制方法分为哪两大类？

（1） 空气动力控制（2）发动机推力控制

导弹的操纵性和稳定性之间的关系

导弹的操纵性越好，导弹就越容易改变其原来的飞行状态；而导弹的稳定性越好，导弹就越不容易改变其原来的飞行状态，因此，提高导弹的操纵性，就会削弱导弹的稳定性；提高导弹的稳定性，就会削弱导弹的操纵性。

另一方面，静稳定性差，则要求导弹的自动稳定系统产生操纵力矩，用以克服外加干扰，保持导弹的稳定。在这种情况下，如果导弹的操纵性好，导弹在自动稳定系统作用下，能够很快地改变其飞行状态，迅速达到稳定。这说明，提高导弹的操纵性有助于加强导弹的稳定性。

导弹的机动性和操纵性之间的关系

因为操纵导弹作曲线飞行的过程，就是导弹机动的过程，有了好的操纵性，一定能获得高的机动性。

但是，操纵性是表示操纵导弹的效率，即导弹运动参数的变化量和相应的操纵元件发生动作（如舵面偏转角）的变化量之比，是一个相对量；机动性是表示改变导弹飞行方向的能力，即导弹操纵元件发生最大动作（如舵面偏转到最大角度）时，导弹所能产生的法向加速度，它是一个绝对量。

导弹控制面的三种结构

1）尾控制面

2）前控制面

3）活动翼

尾控制面与前控制面的控制效率对比分析 假定导弹的前进速度恒定，导弹不发生横滚，且只考虑水平面内的运动(重力作用为零)。假定弹体、翼和尾部控制面产生的法向力N都在中心位置，它的作用点过压心。由于控制面偏转了δ值，因而将产生一个法向控制力Nc，设Nc作用点距重心的距离为lc。方向舵产生的力矩NcLc如果数值上等于NX*（这里X*是静距）就是一种动态平衡。如果Lc/X*=10 ，则N=10Nc，于是，总的侧向力=9Nc 。应当注

意，总侧向力与Nc方向相反。

导弹作为一个整体产生的侧向力同控制面偏转δ所产生的力同向，如果Lc/X*=10 （仍同尾部控制情形一样），此时的总法向力为11Nc 。因此，前控制面比尾控制面将更为有效

推力矢量控制的应用场合

在稀薄大气层或大气外层飞行的弹道式导弹

导弹发射后必须立即机动，采用空气动力控制时由于导弹速度低，操纵效率也低，达不到立即机动的目的。

弹道导弹在其垂直发射阶段不能使用空气动力控制

某些近距格斗空空导弹，必须具有特殊的机动性能才能给系统以较好的覆盖范围，采用空气动力控制满足不了这一要求。

潜射导弹必须尽早地修正弹道，采用空气动力控制达不到这个目的。

发射架和跟踪器相距较远的导弹，如中国的HJ—73。