制导组——仿真结果

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1、计算机辅助设计课程设计任务报告基于“标准-3”的多拦截器协同反导建模与仿真授课教师：高长生、钟永健（助教）课题组成员：同学们写上哈尔滨工业大学航天学院航天工程系2011年9月不要删除行尾的分节符，此行不会被打印-I-目录目录第1章翻译组11.1英文1/郭建11.1.1自主导1第2章体系组32.1任务描述/鲁柱锋/赵航/张众正3第3章拟合组43.1任务描述/王飞/宋春林4第4章制导组54.1任务描述/赵曦/李涧青/张启龙5第5章控制组65.1任务描述/王田野/肖盈莹6千万不要删除行尾的分节符，此行不会被打印。在目录上点右键“更新域”，然后“更新整个目录”

2、。打印前，不要忘记把上面“Abstract”这一行后加一空行-1-第4章制导组第1章翻译组1.1英文1/郭建格式按照“gao首行缩2”、宋体、小四，1.1.1自主导格式按照“gao首行缩2”、宋体、小四，1.1.1.1惯性导航格式按照“gao首行缩2”、宋体、小四，各级标题由各小组统一定表1探测器的主要性能项目参数几何尺寸3.2m×1.7m×2.3m(长、宽、高)太阳电池阵输出功率（W）620有效载荷功耗（W）92重量（kg）撞击器370,仪器平台90总数据量（MB）309下行数据量（MB）309姿态稳定系统精度指向精度（毫弧度）200（3σ）指向轴测

3、量精度（毫弧度）65（3σ）通讯系统与地面站通讯波段X与撞击器通讯波段S数据上/下行速率（KB/S）0.125/175对撞机器数据传输速率（KB/S）64（最大作用距离8700km）推进系统总重（kg）85喷气速度（m/s）190-13-第4章制导组图3-15利用迭代最小二乘方法的24小时导航误差历程-13-第4章制导组第1章体系组1.1任务描述/鲁柱锋/赵航/张众正格式按照“gao首行缩2”、宋体、小四，各级标题由各小组统一定千万不要删除行尾的分节符，此行不会被打印。“结论”以前的所有正文内容都要编写在此行之前。-13-第4章制导组第1章拟合组1.1

4、任务描述/王飞/宋春林格式按照“gao首行缩2”、宋体、小四，各级标题由各小组统一定-13-第4章制导组第1章制导组1.1任务描述EKV(ExoatmosphericKillVehicle)是美国MD（MissileDefense）系统下GBI（Group-BasedInterceptor）的弹头部分，其主要用于拦截大气层外飞行的弹头目标。EKV采取逆轨迎头碰撞方式实施拦截，即以目标弹头速度矢的反向正面迎击（交会角接近于零且末段拦截轨迹近似于目标弹道的逆向弹道)。它的优势在于：在大气层外，目标还没有机动，拦截相对容易；在大气层外将目标弹拦截，可以减少对

5、己方的破坏；即使拦截不成功，还可在低空进行拦截，为后续拦截争取时间。在不考虑助推段飞行偏差及中段调姿偏差的情况下，为定量分析和评估EKV对中远程弹道导弹的拦截性能或某机动弹头的中段突防性能，需进行EKV末段拦截弹道仿真。由于EKV末制导时间较短(仅为20～25s)，最大轨控能力有限(约为4g)，且其拦截高程、空域受助推火箭投送能力及GBI部署位置所限，因此需要对拦截仿真的初始状态进行必要的约束以保证仿真结果更贴近实际。1.2EKV末段拦截弹道假设本文只对EKV末段拦截进行研究，即自红外导引头成功捕获目标到拦截结束。假设拦截末段EKV处于理想拦截状态，具

6、体如下：1.姿态稳定，红外导引头能持续跟踪目标；2.红外导引头无探测偏差；3.末制导系统理想工作，不考虑延迟等因素的影响；4.轨控加速度在最大能力范围内与指令加速度相等。1.3EKV末段拦截弹道建模EKV末段拦截弹道仿真模型可包括拦截器结构模型、运动学与动力学模型、传感器测量模型以及制导控制模型等，如图1所示。-13-第4章制导组数据处理轨道运动控制拦截器结构模型姿态运动控制传感器测量模型运动学与动力学模型图1动能拦截器制导控制系统仿真结构图在本文中，简化了动能拦截器制导控制系统模型，仅考虑运动学与动力学模型、数据处理和轨道运动控制。1.1.1来袭弹运

7、动学模型EKV末段拦截过程中，来袭弹尚未机动，即处于自由运动状态仅考虑地球引力作用，忽略柯氏及牵连惯性力的作用。则来袭弹运动的微分方程为：则：式中，，，为地球引力加速度矢量。-13-第4章制导组1.1.1动能拦截器动力学模型及其比例引导法来袭弹和拦截弹的相对运动分解到水平面和铅垂面。则在铅垂面内相对运动方程及引导方程为（图2）：ZXO式中，为拦截弹至来袭弹头的斜距，且指向来袭弹头为正；为视线高低角；为来袭弹头速度及倾角；为拦截导弹的速度及倾角；N为比例引导系数（以下计算过程中：N=7）。图2来袭弹和拦截弹运动状态铅垂面示意图水平面内的相对运动及导引模型

8、同铅垂面，则不作具体讨论。1.2KEV末段拦截弹道确定1.2.1来袭弹初始状态确定来袭弹初始状