“弹箭自动驾驶参数设计与仿真实验”任务书一、实验目的1.深入理解弹箭飞行控制自动驾驶仪的功能；2.掌握弹箭线性化传递函数的一般计算方法；3.掌握各种典型自动驾驶仪结构，具有一定地自动驾驶仪参数设计与分析能力；4.增强对制导弹箭飞行控制系统的认识、理解、工程设计能力，锻炼通过实验验证分析控制系统动态品质的动手能力。二、本课程实验任务的内容和要求1.实验原始数据详见附件1“弹箭自动驾驶参数设计与仿真实验设计数据和技术要求”。2.实验内容1)制导弹箭自动驾驶仪功能及工作过程演示实验结合课堂教学内容和弹箭自动驾驶仪模拟系统，观摩自动驾驶仪的功能和工作过程，理解其在实际飞行控制系统中的作用。2)弹箭线性化传递函数的计算实验根据课堂教学要求和制导弹箭飞行弹道方案，计算各个特征点上的动力学系数，进而获得弹体传递函数系数。在进行实验课时，学生可以将自己的计算结果与软件中内置的弹体传函参数进行比较，检查自己的计算结果。3)弹箭典型控制系统的设计及性能分析实验根据课堂教学和弹体传递函数计算结果，在实验课中，通过操作“弹箭飞行控制与软件设计系统”，在自动驾驶仪结构图上，按照从内环到外环的顺序，逐步进行时域分析和频域分析，了解各个参数的影响和作用，并确定控制系统的控制参数。然后，进行六自由度弹道仿真验证控制参数的正确性。3．实验要求1)独立完成实验，撰写试验报告（撰写格式参照附件2）；2)提交实验相关程序。1附件1：弹箭自动驾驶参数设计与仿真实验设计数据和技术要求一、总体参数1、质量和转动惯量22md==225kg,0.299m，JJzy==⋅60.85kgmJx=3.45kg⋅m2、参考面积及参考长度S=0.456m2（弹翼面积）L=2.358m3、发动机参数推力P=3000N秒流量m=0.7kg/s二、气动数据2α2δωδωαδz，αzz，xx。CCxx=+0Cxα,CCyy=+αCyzδmmz=+zzzzzαmδω+mmmx=+xxδmxωx注意：ωxx=⋅ωdV/(2)，ωzz=ω⋅LV/气动力与气动力矩系数Ma0.60.80.91.01.2C-0.2000-0.2210-0.2315-0.2420-0.2500x0α2-0.0005-0.0005-0.0005-0.0005-0.0005Cxα0.25050.2530.2540.2550.256Cyδz0.040.0470.0430.0450.045Cyα-0.0290-0.0298-0.0300-0.0302-0.0302mzδz-0.0220-0.0240-0.0232-0.0230-0.0234mzωz-0.002-0.0015-0.0015-0.0012-0.0016mzωx-0.0002-0.00045-0.0005-0.00052-0.00052mxδx-0.0028-0.0027-0.0028-0.0028-0.0028mx三、弹道仿真条件1、初始条件：导弹发射状态：z(x0,y0,z0)=(0,7100m,500m),V0=260m/s,ωx0=30°/s2z目标位置：(xt,yt,zt)=(12000m,0,0)。2、标准气象条件zISA标准大气模型，或空军标准气象条件。3、飞行弹道规划方案整个弹道过程规划如下：图1弹道规划示意图从图中可以看出，整个攻击过程为一个空对地的攻击过程，从载机发射后，经过姿态调整，为初始发射段；然后经过一个定高巡航飞行，最后转入末端攻击。3.1控制切换时间¾初始发射段时间：0-6秒；¾巡航段时间：6-20秒；¾末端攻击段时间：20秒以后。3.2弹道控制要求根据规划，飞行弹道攻击方案如下：¾俯仰通道：初始发射段采用姿态控制，方案俯仰角ϑ*=5sin(0.2oππt+)；巡航段采用高度控制，方案高度H*=7km；末段攻击采用过载控制，控制指令由比例导引律形成；¾偏航通道：初始发射段采用姿态控制，方案偏航角ψ*=0；巡航段和末端攻击采用过载控制，控制指令由比例导引律形成；¾滚转通道：全程采用滚转角控制。3四、制导律与控制律1、制导律z末制导采用比例导引，制导参数固化，θ=4q；2、控制结构与控制律纵向通道：z姿态控制律：KpϑϑδyCδzωcω()sz1ϑKz−−wzδ()ss1zKiϑs俯仰通道-姿态控制回路原理框图z过载控制律：KpϑδyCδzϑcωzωz()s1ϑK舵机−−wzδ()ss1zKiϑs俯仰通道-过载控制回路原理