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申请/专利权人：北京理工大学;中国船舶集团有限公司第七一六研究所

摘要：本发明提供了一种制导炸弹类目标运动建模与仿真方法，结合制导炸弹的受力分析、运动分析，首次采用了极限参数动力学模型，对制导炸弹的六自由度动力学及运动学方程进行简化，利用航迹控制函数及制导炸弹的过载能力限制给出制导炸弹在不同飞行段执行动作需要的控制参数，对典型的制导炸弹弹道进行了模拟仿真；其中，在缺少制导炸弹各类气动参数的情况下，通过制导炸弹在各飞行阶段的运动特征、过载限制条件等来设置制导炸弹在各阶段的控制参数，实现尽可能真实的全弹道数据；采用简化的六自由度运动学方程，对制导炸弹的受力进行简化，能够降低航路产生时的计算成本。

主权项：1.一种制导炸弹类目标运动建模仿真方法，其特征在于，包括：步骤1，构建仿真环境下的坐标系，包括地面坐标系、弹体坐标系以及弹道坐标系；步骤2，建立制导炸弹六自由度运动方程；在弹体坐标系下，制导炸弹的质心运动的动力学方程如下： 其中，G表示重力；∑Fx、∑Fy、∑Fz分别表示在制导炸弹在弹体坐标系下x、y、z轴方向上的合外力；vx、vy、vz分别表示在制导炸弹在弹体坐标系下x、y、z轴方向上的线速度；m表示制导炸弹的质量；ωx、ωy、ωz为弹体坐标系相对地面坐标系的转动角速度在弹体坐标系各轴上的分量；X1、Y1、Z1为制导炸弹所受的升力与阻力的合力分别在弹体坐标系上三个轴上的投影；γ、分别表示制导炸弹在地面坐标系下的滚转角、俯仰角；在弹体坐标系下，制导炸弹绕质心转动的动力学方程为： 其中，t为时间变量；Ix、Iy、Iz为制导炸弹对于弹体坐标系各轴的转动惯量；∑Mx、∑My、∑Mz为作用在制导炸弹上的外力对质心的力矩在弹体坐标系各轴上的分量；制导炸弹的质心运动的运动学方程： 其中，ψ为制导炸弹在地面坐标系下的偏航角；x,y,z为制导炸弹在地面坐标系下的位置；制导炸弹绕质心转动的运动学方程为： 步骤3，构建极限参数动力学模型：对于制导炸弹，侧滑角视为趋近于0的小量，认为制导炸弹作无侧滑运动；如果制导炸弹忽略攻角的影响，近似认为弹体阻力与弹体轴X向保持一致，近似认为弹体升力与弹体轴Y向保持一致，则在弹体坐标系下有： 其中，∑Fx、∑Fy和∑Fz分别表示制导炸弹在弹体坐标系下x、y、z轴方向上的合外力；Q为制导炸弹所受阻力，Y为制导炸弹所受升力；其中，弹体阻力Q、弹体升力Y、弹体侧力Z均是由航迹控制函数计算得出；步骤4，解微分方程组，得到目标在地面坐标系下的位置，具体为：首先，在航迹控制过程中，根据过载能力和航迹控制函数制导律直接给出进行协调机动动作应当具有的角速度ωx、ωy、ωz；然后，由式13-15解微分方程得到γ、ψ、最后由式10-12、16-18解微分方程得到目标在地面坐标系下的速度vx,vy,vz，进而根据速度得到目标位置x,y,z；其中，基于极限参数动力学模型的目标运动建模与仿真不再求解绕质心转动的动力学方程，即式7-9；上述求解中，采用如下航迹控制过程给出协调机动动作应当具有的角速度ωx、ωy、ωz：跟据制导炸弹的航迹特性，分阶段对炸弹航迹进行控制；初始化赋值：Q＝0，Y＝0,G＝9.8,ωx＝0,ωy＝0,ωz＝0；第一阶段，首先是弹机分离，该阶段炸弹无姿态角变化，炸弹做自由落体运动，则所受阻力为：Q＝CV219其中，C是调节系数，V是制导炸弹速度的模；第二阶段，制导炸弹在水平面内做比例导引运动，在垂直面内逐渐调整姿态，抬高攻角，弹体升阻比逐渐升高，则：ωx＝020 ωz＝022Y＝KQ23Kα、分别是制导炸弹在弹体坐标系下方位角的角速度控制指令以及视线方位角速度，K是比例导引系数；第三阶段，制导炸弹在水平面做比例导引运动，在垂直面以最大升阻比飞行，即：Y＝KmaxQ24其中，Kmax是最大升阻比系数；第四阶段，末制导段，当炸弹与目标距离小于设定阈值时，制导炸弹进入末制导阶段，在制导炸弹进入末制导阶段时，制导炸弹做比例导引运动，即：ωx＝025 其中，Kβ、分别是制导炸弹在弹体坐标系下高低角的角速度控制指令以及视线高低角速度；视线角速度利用计算弹体坐标系下速度与距离矢量的夹角实现； 其中，vxz,k和vxy,k分别是k时刻制导炸弹在弹体坐标系下水平面内和垂直面内的和速度矢量，dxz,k和dxy,k分别是k时刻制导炸弹在弹体坐标系下水平面内和垂直面内的距离矢量；vxz,k-1和vxy,k-1分别是k-1时刻制导炸弹在弹体坐标系下水平面内和垂直面内的和速度矢量；dxz,k-1和dxy,k-1分别是k-1时刻制导炸弹在弹体坐标系下水平面内和垂直面内的距离矢量。

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