导弹飞行仿真.ppt

单击此处编辑母版标题样式,#,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,导弹飞行弹道仿真,Missile Flight Numerical Simulation,南 英,南京航空航天大学,（,2014,年,9,月）,1,内容提要,全弹总体数学模型,气动特性,推进系统特性,制导律设计,其它子系统，如质量特性，等等,外部环境模型,目标运动特性,大气特性,引力特性,总体飞行性能仿真与复合制导律测试,复合制导律测试与总体飞行性能仿真,仿真与测试结果分析,各种典型情况可拦截区,结论,2,全弹总体数学模型,全弹数学模型包括：,导弹的气动力与推进,发动机和推力系统模型,制导导航与控制（,GN&C,）系统回路、复合（中末）制导控制律,6-D,飞行运动学方程等,参见下图,2,全弹总体数学模型所示,3,图,1,全弹总体数学模型,发动机模型和,推力系统计算模型,全机气动力模型,控制系统执行机构及操纵器,导航功能及其计算模型,弹载计算机，自动驾驶系统,在各种任意的随机飞行环境中，导弹总体性能的全部技术指标等,外界信息：飞行环境,目标飞行运动模型,6-D,飞行运动学方程,飞行控制系统大回路模型,全机大系统总体模型,机体结构特性模型,复合（中末）制导控制律,4,导弹的气动力与推进模型,空气动力特性模型：升力系数、阻力系数、各种力矩系数（随飞行马赫数,Ma,，攻角、侧滑角的变化）。,推进（发动机）系统模型，质量特性模型。,复合（中末）制导控制律,复合制导控制律如前所述。,导弹的飞行运动微分方程,导弹的,6,自由度运动方程，考虑质心与姿态运动，主要考虑气动力与力矩，及重力等。另外一些因素，如地球自转、扁率、地球半径随纬度变化等，对我们研究绕质心运动是次要因素，在讨论绕质心的运动特性或对称姿态运动时，是可以忽略的。,5,导弹的第一级火箭发动机,6,固体火箭发动机模型,7,8,9,导弹气动模型,导弹阻力系数、升力系数、弹头压心、弹头滚转力矩导数系数,10,11,12,13,14,15,16,17,18,19,20,21,22,采用插值法进行气动、推进等特性计算,23,24,25,26,27,28,29,30,不同的坐标系,31,坐标转换,32,33,34,35,导弹,6-D,运动微分方程组,36,37,38,39,40,目标飞行运动模型,目标飞行运动模型由目标机动类型、飞行空域、飞行速度等构成。,目标机动飞行运动分为以下四种：,无机动直线飞行,U,型机动,+,直线飞行,Sine,型机动,+,直线飞行,园圈机动,41,目标飞行运动空域分为以下七种：,远距离、高空；,远距离、底空；,中距离、高空；,中距离、底空；,近距离、高空；,近距离、底空；,其它位置情况,42,目标飞行速度分为以下七种：,迎面，高速；,侧向，高速；,背向，高速；,迎面，低速；,侧向，低速；,背向，低速；,其它速度情况,因此，目标飞行运动模型由以上,3,因素，可以构成大量的典型模型。,43,目标飞行运动微分方程,44,龙格,-,库塔法（,R-K,法）,每步需计算的斜率值个数,1,2,3,4,5,6,7,n,=,8,精度阶,1,2,3,4,4,5,6,n-2,R-K,法虽然可以推导出高阶精度的格式，但这是以增加对斜率值的计算为代价的，而斜率函数，,往往为非线性函数，,其计算量一般较大。,1965,年，经,Butcher,研究发现显式,R-K,计算公式的精度与需要组合的斜率值个数有如下表所示的关系。,表,R-K,公式与每步需计算的斜率值的个数间的关系表,45,46,47,复合（中末）制导控制律设计,复合中末）制导控制律，包括：,中制导控制,末制导控制,中制导,+,末制导交班,48,中制导控制,中制导律的计算需要输入的信息：在地面坐标系中导弹的位置,(,x,y,h,),、速度,(),；在地面坐标系中目标的位置,(),、速度,(),与加速度,(),，无目标的加速度也是可以的。,制导律的输出的信息：舵偏角（）。,49,中制导律,制控律（即舵偏角 ）的计算如下：,50,51,52,where,53,54,巡航飞行的高度的确定,t=0 sec,时（即刚交班进入中制导时刻），由目标初始位置（即初始的目标位置与导弹距离 ）与飞行高度确定，的计算如下：,式中，为在,t=0 sec,时目标的飞行高度。,55发动机开机时间,当导弹下滑到水平飞行时刻,式中，,(,度,),56,巡航水平飞行开始向下俯冲的时间,导弹由巡航水平飞行转向向下俯冲的时间，由下式确定，只要满足下列条件之一：,或,57,式中,式中，,=5.6,，,-,（,sec,）导弹与目标之间的距离,58,舵偏角的限制,侧向与纵向制控制律（舵偏角）受到以下限制：,59,末制导律设计,根据导弹导引头的转动角速度 ，导弹弹体的姿态角，对目标加速度的估计（在弹体坐标系中），导弹与目标的相对飞行速度 ，可以求得末制导律的信息：舵偏角（）,60,式中，是导弹飞行滚转角；,0.35,，,=1.0,，,=0.5,；是制导指令加速度（在导弹坐标系中），指令加速度计算如下：,61,导引头转动角速 度分为在弹体坐标系中的投影（如下图所示），是在弹体坐标系,OXY,平面内的投影，是在弹体坐标系,OXZ,平面内的投影，即：,在 时，导引头转动产生其转动角速度 （即 ，）；当 时,62,图 末制导阶段导引头转动角速度,63,与中制导律一样，舵偏角的限制,与中制导律一样，侧向与纵向制控制律（舵偏角）受到以下限制：,64,针对全部复合制导（中制导,/,末制导）气动舵分配和合成公式,65,中末制导律交班提条件,满足交班条件，进入末制导律；在这之前，采用中制导律。交班条件是：,当导弹向下俯冲飞行时，若同时满足,66,当导弹水平飞行时，若满足,67,全弹总体数学模型,在设计了制导控制律之后，对该控制系统进行大规模的、系统全面地测试。全弹大系统总体飞行性能仿真与制导控制测试工作，因而作了以下工作：,全弹大系统总体飞行性能仿真数学模型的建立，该全弹大系统总体包括全机的各个子系统：推进（发动机）系统、结构设计、空气动力特性、导航与控制回路（含电子设备与执行机构等）等等；,全弹大系统及各子系统的模型误差、加工误差、系统随机噪音，不可预测的任意随机干扰源等；,68,飞行环境数学模型的建立，包括：真实大气模型（包括风场信息、大气特性随高度与地球经纬度变化等）、目标飞行器的随机机动飞行特性等；,建立全弹大系统总体飞行性能仿真的软件包，可以综合全部的导弹与目标飞机相关的信息，进行,12-D,飞行运动仿真，得到制导控制的性能特性是否满足设计的全部技术指标；,基于全弹大系统总体飞行性能仿真的结果，对制导控制系统进行全局优化设计。,69,总体飞行性能仿真与复合制导律测试,复合制导律测试与总体飞行性能仿真,针对各种不同（目标初始时刻位置与速度、机动类型等）的组合情况，本报告对以下典型的情况（见表,1,）进行了飞行性能仿真与复合制导律测试，详细的仿真与测试结果见附录,I,。,各种典型情况可拦截区与可发射区的数值仿真,杀伤区与可发射区的计算可以参见附录,“,附录,各种典型情况可拦截区仿真,”,，在附录,中,70,飞机与导弹对抗算例,(,目标被尾追与迎面拦截,),71,算例,1,目标作无机动直线飞行,初始位置,:,远距离、高空,;,相对导弹飞行速度：背向，高速,目标初始时刻位置与速度,:,经度,=3.77743(deg),纬度,=-0.134908(deg),高度,=10(km),飞行速度,=300(m/s),飞行方向角,=0(deg),轨迹倾角,=0(deg),落点速度,=1468.27(m/s),落点俯冲角,=-35.7524(deg),总飞行时间（落地时间）,=323.81(,秒,),在海平上,导弹航程的曲线长度,=518.427(km),72,73,74,算例,2,目标作无机动直线飞行,初始位置,:,远距离、高空,;,相对导弹飞行速度：侧向，高速,目标初始时刻位置与速度,:,经度,=3.77743(deg),纬度,=-0.134908(deg),高度,=10(km),飞行速度,=300(m/s),飞行方向角,=-85(deg),轨迹倾角,=0(deg),落点速度,=1718.9(m/s),落点俯冲角,=-34.5131(deg),总飞行时间（落地时间）,=267.77(,秒,),在海平上,导弹航程的曲线长度,=443.065(km),75,76,77,算例,4,目标作,U,型机动,+,直线飞行,初始位置,:,远距离、高空,;,相对导弹飞行速度：侧向，高速,目标初始时刻位置与速度,:,经度,=3.77743(deg),纬度,=-0.134908(deg),高度,=10(km),飞行速度,=300(m/s),飞行方向角,=-85(deg),轨迹倾角,=0(deg),落点速度,=1692.53(m/s),落点俯冲角,=-42.2016(deg),总飞行时间（落地时间）,=254.2(,秒,),在海平上,导弹航程的曲线长度,=412.32(km),78,79,80,算例,6,目标作,Sine,型机动,+,直线飞行,初始位置,:,远距离、高空,;,相对导弹飞行速度：侧向，高速,目标初始时刻位置与速度,:,经度,=4.67682(deg),纬度,=-0.134908(deg),高度,=10(km),飞行速度,=300(m/s),飞行方向角85(deg),轨迹倾角,=0(deg),落点速度,=1501.24(m/s),落点俯冲角,=-29.4024(deg),总飞行时间（落地时间）,=307.88(,秒,),在海平上,导弹航程的曲线长度,=496.92(km),81,82,83,算例,7,目标作园圈机动飞行的,初始位置,:,远距离、高空,;,相对导弹飞行速度：侧向，高速,目标初始时刻位置与速度,:,经度,=4.67682(deg),纬度,=-0.134908(deg),高度,=10(km),飞行速度,=300(m/s),飞行方向角,=-85(deg),轨迹倾角,=0(deg),落点速度,=1415(m/s),落点俯冲角,=22.7458(deg),总飞行时间（落地时间）,=314.66(,秒,),在海平上,导弹航程的曲线长度,=509.338(km),84,85,86,算例,36:,目标高速,高空飞行,目标作无机动直线飞行,初始位置,:30km,高空,;,飞行速度：,1000m/s,目标初始时刻位置与速度,:,经度,=7.6448(deg),纬度,=-0.00179878(deg),高度,=30(km),飞行速度,=1000(m/s),飞行方向角,=-179.817(deg),轨迹倾角,=0(deg),落点速度,=1168.18(m/s),落点俯冲角,=-0.888216(deg),总飞行时间（落地时间）,=332.43(,秒,),在海平上,导弹航程的曲线长度,=519.424(km),87,88,89,6-D,飞行轨迹仿真与测试结果分析,飞行仿真结果表明，该中末复合制导律产生的总体飞行效果基本满足以下指标要求：,射程不小于,700km,；,分离点条件：高度,=50km,，弹道倾角,=-26.5,度（,-20-27,度），速度,=2057,米,/,秒；,命中点马赫数不小于,2,；,最大攻角不大于,20,；,最大舵偏角不大于,25,；,弹头飞行的最大马赫数不大于,6,；,弹头飞行距离,150500km,；,目标飞行高度,510km,，飞行速度,130300m/s,，飞行方向任意；,中制导（波谷点至末制导起始点）过程中，修正导弹航向指向目标；,末制导过程中导弹飞行高度基本满足：,HR+2km,（,R23km,）；,导引头框架角：,45,度。,90,各种典型情况可拦截区仿真,杀伤区与可发射区的计算可以参见附录,“,附录,各种典型情况可拦截区仿真,”,，在附录,中，分析了各种典型典型情况因素对可拦截区的影响。这些因素主要是：,目标不同的飞行高度；,目标不同的飞行速度大小；,目标不同的飞行速度方向（轨迹倾角、偏航方向角）；,目标不同的侧向距离（相对发射点），或发射点不同的侧向距离（相对目标）；,目标不同的纵向距离（相对发射点），或发射点不同的纵向距离（相对目标）；,风场（风素大小与风速方向）对发射区与可拦截区作用影响；,对弹的加工误差（即升力系数、阻力系数、各种气动力矩力系数误差等）对发射区与可拦截区作用影响；,综合以上若干因素时，对发射区与可拦截区作用影响。,91,算例,1:,目标飞行速度矢量：速度大小,V=300(m/s),飞行方向角,=0(,度,),，轨迹倾角,=0(,度,),92,93,94,95,算例,2:,目标飞行速度矢量：速度大小,V=300(m/s),飞行方向角,=180(,度,),，轨迹倾角,=0(,度,),96,97,98,99,算例,3:,目标飞行速度矢量：速度大小,V=300(m/s),飞行方向角,=0(,度,),，轨迹倾角,=0(,度,),，风速大小,=30m/s),，方向,=90(,度,),100,101,102,103,算例,4:,目标飞行速度矢量：速度大小,V=300(m/s),飞行方向角,=0(,度,),，轨迹倾角,=0(,度,),，目标作圆圈机动飞行,104,105,106,107,算例,5:,目标飞行速度矢量：速度大小,V=700(m/s),飞行方向角,=180(,度,),，轨迹倾角,=0(,度,),导弹加工（气动升阻比）误差,=15%,风速大小,=60(m/s),，方向,=0(,度,),108,109,110,111,各种不同类型因素对可拦截区,可发射区影响,考虑这些因素（包括目标运动、风场速度大小与方向、导弹加工误差，等等）时的可拦截区与可发射区进行飞行数值仿真，以测试该弹制导律的设计以及总体飞行性能。主要结论如下：,对于低速（,130,米,/,秒）飞行的目标，当目标逃离飞走即导弹尾追拦截时，该弹的可拦截区的最远边在,800km,以上，可拦截区的最近边界在,300350km,（与目标的飞行高度相关）；当目标迎头飞来即导弹迎击拦截时，该弹的可拦截区的最远边在,800km,以上（比尾追拦截情形远一些），且可拦截区的最近边界也比尾追拦截情形远一些。,对于中等速（,300450,米,/,秒）飞行的目标，当目标逃离飞走即导弹尾追拦截时，可拦截区的近边界与远边界均向内移动（即可拦截区变小，与目标低速时相比）；当目标迎头飞走即导弹迎头拦截时，可拦截区的近边界与远边界均向外扩展（即可拦截区变大，与目标低速时相比）。,112,对于高速（,500700,米,/,秒）飞行的目标，当目标逃离飞走即导弹尾追拦截时，可拦截区的近边界与远边界均向内移动（即可拦截区变小，与目标中等速时相比）；当目标迎头飞走即导弹迎头拦截时，可拦截区的近边界与远边界均向外扩展（即可拦截区变大，与目标中等速时相比）。,目标飞行速度的方向角与轨迹倾角，对导弹可拦截区有一定程度影响，即迎头攻击、前,-,侧面攻击、后,-,侧面攻击、尾追攻击，或目标自始至终朝上或朝下飞行等，导弹可拦截区的大小与形状都将发生一定的变化。,目标自始至终作同一种机动飞行时，对导弹可拦截区影响很小，如目标作圆圈机动飞行时，导弹可拦截区的介于在目标同样速度下尾追与迎面拦截的可拦截区之间。,存在风场干扰时（假定目标的飞行不受风场干扰，风场只干扰导弹飞行），可拦截区受到一定程度的影响，即可拦截区随不同方向的风场而作相应方向的漂移，风速越大漂移越多。,113,当导弹的气动特性存在一定误差（升阻比误差,5%15%,）时，对导弹可拦截区有一定的影响，即升阻比增加,5%15%,时，可拦截区相应向前移动并略为增大一些；而当升阻比减少,-5%-15%,时，可拦截区相应向后移动并略为减少一些。,当导弹的气动特性存在一定大误差、并存在很大区域的高速度大风场干扰、高速飞行的目标（不受风场干扰）时，对导弹可拦截区有很大的影响，如一些极端情形：高速目标逃离飞行，导弹逆风而飞行，气动误差使升阻比减少很大等，使得可拦截区明显向后移动，并拦截区大幅度减少；高速目标迎头飞行，导弹顺风而飞行，气动误差使升阻比增加很大等，使得可拦截区明显大幅度向前移动，并拦截区增大。,114,结论,通过多次与航天八院的导弹有关系统技术协调，多种方案的大量研究与尝试，本研发项目已经解决了地,-,空导弹中末制导与控制律设计，大范围与指定环境中的,6-D,飞行仿真的全面计算等。,本报告按,技术协议,的内容与技术指标，基于航天八院提供的该动力导弹的气动特性数据等，作了以下的研发工作,:,115,中末复合制导律的设计,基于导引信息的中末复合制导律的设计包括：,中制导律设计,+,末制导律设计；,中末制导律的交班条件；,该制导律设计是正确的。主要体现在：,满足,技术协议,中所列出的,11,项技术指标要求。即满足：射程不小于,700km,；分离点条件：高度,=50km,，弹道倾角,=-26.5,度（,-20-27,度），速度,=2057,米,/,秒；命中点马赫数不小于,2,；最大攻角不大于,20,；最大舵偏角不大于,25,；弹头飞行的最大马赫数不大于,6,；弹头飞行距离,150500km,；目标飞行高度,510km,，飞行速度,130300m/s,，飞行方向任意；中制导（波谷点至末制导起始点）过程中，修正导弹航向指向目标；末制导过程中导弹飞行高度基本满足：,HR+2km,（,R23km,）；导引头框架角：,45,度。,采用该中末制导律，当目标在一定的空域以一定的飞行速度飞行并作机动时，发射导弹，该弹可以正常飞行并命中目标。,纵向飞行距离满足战术指标的射程范围；侧向机动能力也较强，导弹能够准确飞向并准确命中目标。,116,中末制导律与全弹系统的全面系统飞行数值仿真测试,为验所设计的证中末制导律等，在考虑全弹各子系统时对复合中末制导律等进行了大规模飞行数值仿真，该飞行数值仿真主要包括两部分：,导弹,6-DOF,飞行与目标机对抗飞行数值仿真，考虑各种目标飞行时的导弹,6-DOF,飞行过程的弹,-,机对抗飞行数值仿真的大量计算，包括了多种可能的情况（目标在近距离、远距离、中等距离，在不同的位置，不同速度方向、不同速度大小、不同类型飞行机动，等等）时的,6-DOF,飞行轨迹；,117,可拦截区与可发射区飞行数值仿真。在各种典型情况，时的可拦截区飞行数值仿真。这些情况包括目标不同的飞行高度，目标不同的飞行速度大小，目标不同的飞行速度方向（轨迹倾角、偏航方向角），目标不同的侧向距离（相对发射点），或发射点不同的侧向距离（相对目标），目标不同的纵向距离（相对发射点），或发射点不同的纵向距离（相对目标），风场（风素大小与风速方向）对发射区与可拦截区作用影响，对弹的加工误差（即升力系数、阻力系数、各种气动力矩力系数误差等）对发射区与可拦截区作用影响，综合以上若干因素时，对发射区与可拦截区作用影响。,118,大量的大系统（,6-DOF,飞行轨迹、可拦截区与可发射区）飞行仿真结果验证了所设计的中末复合制导律是满足各项技术指标的，是正确的。,已经完成,技术协议,的复合（中末）制导律设计，并达到相应的各项技术指标；并对该中末制导律与全弹总体系统进行了全面系统飞行数值仿真测试，验证该中末制导律是在该弹上可行的。,119,谢谢,!,120,