【文章內容簡介】 。CCAR瞄準原理理論上不需要復雜的目標跟蹤設備，僅依賴于載機自身的可用信息，即載機該瞬時的飛行參數(shù)，如高度，速度、機體姿態(tài)角及制導武器性能參數(shù)等，就可以計算出制導武器在目標平面內的可達域。這一瞄準原理比較簡單，適用于具有較簡單系統(tǒng)設備的飛機。由于CCAR的轟炸原理適合設備系統(tǒng)簡單的飛機，并且火控解算方式比CCRR方式更為快速，因此本文采用CCAR原理對于滑翔彈的可達域進行分析研究并設計火控解算方案。 綜合火力/飛行控制原理無人機沿最優(yōu)航跡快速進入戰(zhàn)區(qū)后，應該實現(xiàn)對目標的自動攻擊或者在地面控制者的決策下進行攻擊。綜合火力/飛行控制系統(tǒng)能夠自動控制無人機快速、準確地消除瞄準偏差，可以充分發(fā)揮無人機的機動能力，拓展無人機可攻擊區(qū)域，延長無人機的瞄準時間，增加攻擊機會，同時減小無人機暴露于敵方防空火力的威脅時間，迅速脫離戰(zhàn)區(qū)以提高無人機的攻擊能力和生存能力[[] 施衛(wèi)科. 察打一體化無人機綜合火力/飛行控制系統(tǒng)設計[D].碩士學位論文. 西安,西北工業(yè)大學，2009]。典型的綜合火力/飛行控制系統(tǒng)的原理結構圖如圖所示，主要由目標與攻擊機的相對位置及運動信息檢測裝置、目標狀態(tài)估計器、飛行控制系統(tǒng)、火力控制系統(tǒng)和火/飛耦合器等組成。其核心是具有程序飛行控制和火力控制規(guī)律的數(shù)字計算機。其基本工作過程如下：根據(jù)光/電跟蹤器、角跟蹤雷達及目標狀態(tài)估計器提供的目標相對于載機的運動信息，由載機傳感器提供無人機自身狀態(tài)信息，將上述信息傳入火力控制系統(tǒng)進行實時火控解算得出瞄準偏差。一方面通過下行數(shù)據(jù)鏈傳給地面操縱人員進行。另一方面，將該信息輸送給火力/飛行耦合器，由火/飛耦合器生成飛行控制指令送至飛行控制系統(tǒng)，由飛行控制系統(tǒng)產生相應操縱指令，操縱無人機機動飛行消除瞄準偏差，當瞄準偏差減小至允許范圍內，經過地面人員的決策便可對目標進行攻擊[[] 郝健康，文傳派，[J].，17(6)：688693.][[] 郝健康，張明廉. 綜合火飛中的空一空導彈火力控制研究[J].系統(tǒng)工程與電子技術，1997，46：4649.]。圖25綜合火力/飛行控制系統(tǒng)原理結構圖 綜合火/飛控制系統(tǒng)的結構配置現(xiàn)今的綜合火/飛控制系統(tǒng)的設計方法主要分為兩種，一種是自頂層向下的設計方法，另一種是將原有的火控系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)獨立設計再使用火飛耦合器將獨立系統(tǒng)聯(lián)接構成綜合火/飛控制系統(tǒng)[[] 張怡哲, 火力/飛行/推進控制系統(tǒng)綜合研究[D]. 西北工業(yè)大學博士學位論文，2001.]。自頂層向下的設計方法是將大系統(tǒng)控制理論引入綜合控制理論中，采用自頂層向下的設計方法，將綜合控制系統(tǒng)分為任務控制、運動學控制、動力學控制和被控對象四個層次，得到多層遞階的結構形式，如圖26所示。圖26 綜合控制系統(tǒng)的多層遞階結構自頂向下的設計方法可以有效地在頂層設計時根據(jù)系統(tǒng)功能間最頂層的相互耦合作用來劃分各種功能，因此可以保證這些功能在內在本質上進行綜合，降低可能出現(xiàn)的子系統(tǒng)間，即火控飛控系統(tǒng)間的沖突，這種設計方法可以獲得較好的系統(tǒng)性能，但是缺點是設計過程比較復雜，并且可靠性不如自下而上的設計方法[[] 張舉,祝小平,周洲. 綜合火力/飛行控制技術[J]. 火力指揮與控制，2001.]。另一種最常用的方法是自底層設計，即初期根據(jù)無人機的性能、武器裝備性能和任務要求對飛行控制系統(tǒng)和火力控制系統(tǒng)進行獨立設計，之后利用火/飛控耦合器將二者聯(lián)接成為綜合火力飛行控制系統(tǒng)。這中設計方法可以降低控制對象的復雜程度，能夠充分利用現(xiàn)有的各種成熟的系統(tǒng)設計理論和攻擊來分析和設計。具體過程為，首先由載機上的偵察設備獲得目標的信息，之后將無人機以及打擊目標的信息傳入火力控制系統(tǒng)中進行火控解算，得到機體期望的狀態(tài)變量，在其與現(xiàn)在無人機的狀態(tài)變量做差后，將其輸入給飛行控制系統(tǒng)，由飛行控制系統(tǒng)操縱飛機消除偏差，實現(xiàn)瞄準。圖27為結構配置圖[[] 王玄. 察打一體化無人機對地攻擊綜合控制系統(tǒng)設計及仿真[D]. 碩士學位論文, 西安：西北工業(yè)大學，2011]。圖27 火飛耦合器結構配置圖該系統(tǒng)中，火/飛耦合器起到信號加工和性能改善的作用，其結構多是由提前校正網(wǎng)絡加比例環(huán)節(jié)構成，如圖28所示[[] 吳慶輝．察打型無人機控制律設計方法研究[D]．碩士學位論文，西安：西北工業(yè)大學，2010]。圖28 火/飛耦合器的結構由于自下而上的綜合火力飛行系統(tǒng)設計技術成熟，并且有較高的可靠性，本文采用此種設計方法對于綜合火力/飛行控制系統(tǒng)進行設計，首先分別對于無人機的飛行控制系統(tǒng)和火力控制系統(tǒng)獨立設計，之后采用火飛耦合器對二者進行聯(lián)結。在飛行控制系統(tǒng)設計中，本文將重點放在對于無人機特有的數(shù)據(jù)鏈時延的精確模型建立和時延的補償方法上，并對于數(shù)據(jù)鏈時延對航跡控制系統(tǒng)與精確姿態(tài)控制系統(tǒng)的影響分別進行討論后有重點的進行設計。之后對無人機火力控制系統(tǒng)進行設計，最終使二者耦合成為完整系統(tǒng)。 本章小結本章對無人的載機平臺進行介紹以針對無人機的任務特點以及性能進行后續(xù)設計。為本型的無人機平臺武器設備進行對比選擇，并選用輕小型滑翔彈作為本平臺無人機武器，最后對綜合火力/飛行控制系統(tǒng)的原理和結構配置進行介紹。第三章 相關數(shù)學模型的建立本章首先介紹本文所涉及的幾種常用坐標系以及它們之間的轉換關系，然后在一定的假設和簡化的條件下，分別建立了無人機、空地導彈和目標的數(shù)學模型。 無人機數(shù)學模型的建立無人機機體本身就是個復雜的系統(tǒng)，在飛行過程中其質量是不斷變化的，機體機構也是具有彈性形變的。同時，無人機的飛行環(huán)境和飛行運動也是非常復雜的，如陣風的存在，地球本身的自轉等。如果將各種因素都加以考慮，那么無人機的運動方程將無法建立或者極為復雜，以致難以處理。為了研究無人機的運動并盡可能地反映運動的真實情況，我們作如下假設：(1)認為無人機不僅是剛體，而且質量是常數(shù)；(2)假設地面為慣性參考系，即假設地面坐標為慣性坐標；(3)忽略地面曲率，視地面為平面；(4)假設重力加速度不隨飛行高度而變化；(5)假設機體坐標系平面為無人機對稱平面，且無人機不僅幾何外形對稱，而且內部質量分布亦對稱，慣性積；基于如上基本假設，本文在機體坐標系中建立了無人機的運動學方程。鎖定無人機的舵面，無人機的動力學方程可由牛頓第二定律導出，其線動力學方程組可以表示為： (36)其中為無人機質量；，表示無人機受到的力在機體坐標系三個坐標軸上的投影；u，v，w為無人機速度矢量在機體坐標系三個坐標軸上的投影；p，q，r為為無人機的旋轉角速度矢量在機體坐標系三個坐標軸上的投影。、與u、v、w存在如下關系： (37)無人機的角動力學方程組可以表示為： (38)其中，L、M、N分別代表滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩。無人機的線運動學方程組可以表示為： (39)無人機的角運動學方程組可以表示為： (310)正常飛行中的無人機所受到的力有：重力、空氣動力和發(fā)動機推力。(1)重力重力在地面坐標系中可以表示為： (311)其中為無人機質量，為重力加速度。 (2)發(fā)動機推力本文假定發(fā)動機的推力偏心角為零，則發(fā)動機推力在機體坐標系中表達式為： (312)其中為發(fā)動機推力的大小。(3)空氣動力空氣動力在氣流坐標系中可以表示為： (313)其求解公式為： (314)其中為阻力，為側向力，為升力，S為機翼面積，V為無人機速度，為空氣密度，其余參數(shù)的定義見參考文獻。本文忽略發(fā)動機推力偏心引起的力矩、發(fā)動機轉子旋轉扭矩和無人機轉動引起的陀螺力矩等小量，只考慮空氣動力力矩，它在機體坐標系中的表達式為：其求解公式為： (315)其中為滾轉力矩，為俯仰力矩，為偏航力矩，S為機翼面積，b為機翼展長，V為無人機速度，為空氣密度，其余參數(shù)的定義見參考文獻。無人機的小擾動模型可以非常方便的分析出無人機的動力學特性，如飛行器的穩(wěn)定性和操縱性。由于小擾動模型在合理的簡化后能夠在大多數(shù)的飛行條件下較為準確的描述無人機的動力學特性，因此工程應用非常廣泛。能夠將小擾動方程縱向和橫航向分離的條件如下[[] 李新國，[M].西安：西北工業(yè)大學出版社，2005.]：(1) 飛機具有對稱平面(氣動外形和質量分布均對稱)，且略去機體內轉動部件的陀螺力矩效應；(2) 在基準運動中，對稱平面處于鉛垂方向且運動所在平面與飛機對稱平面重合。縱向小擾動方程 (316)補充關系式：，橫航向小擾動方程 (317) 目標運動模型的建立由于選用輕小型滑翔彈作為攻擊武器，考慮到該類武器適合于攻擊固定目標，本文采用固定目標作為目標運動模型。 (318)其中，為目標在地面坐標系下的坐標。 本章小結本章首先介紹了本論文用到的坐標系及其它們之間的轉換關系，然后在一定的假設和簡化的條件下，分別建立了滿足本論文研究要求的無人機、空地導彈和目標的數(shù)學模型，為后文工作建立基礎。第四章 數(shù)據(jù)鏈時延建模方法與時延影響無人機數(shù)據(jù)鏈是無人機系統(tǒng)的重要組成部分，是飛行器與地面系統(tǒng)聯(lián)系的紐帶。隨著無線通信、衛(wèi)星通信和無線網(wǎng)絡技術的發(fā)展，無人機數(shù)據(jù)鏈的性能也得到了大幅提高。但是與有飛行員對飛機實時進行操控不同，在無人機的數(shù)據(jù)鏈路中不可避免存在的時延是影響無人機性能的一個主要因素。因此，在火力/飛行控制系統(tǒng)的設計中，考慮數(shù)據(jù)鏈時延因素是有重大意義的，首先，數(shù)據(jù)鏈時延模型的建立是之后進行補償?shù)幕A。 數(shù)據(jù)鏈時延的產生原因數(shù)據(jù)鏈時延是指從發(fā)送終端得到發(fā)送數(shù)據(jù)到接收終端收到全部信息之間的時間間隔，一般用秒計算。影響數(shù)據(jù)鏈時延大小因素非常多，但是根據(jù)其原因主要分為以下四類[[] 景華,邱曉紅. 無人機戰(zhàn)斗機實時處理延遲模型研究[J]. 北京航空航天大學學報，2001.]：通信時延是指系統(tǒng)通信初始化時間和信息在介質中的傳輸時間，不僅隨著物理傳輸距離的增大而增大，同時會受到通信介質的影響，如空氣濕度、灰塵數(shù)量等。另外一個較大的影響是通信鏈路路徑的影響，如僅靠無線電波遙控操作和通過衛(wèi)星或者其他飛行器進行中繼傳輸這兩者之間的傳輸時延會有很大區(qū)別。執(zhí)行延時是控制指令的解釋、計算、執(zhí)行等的時間，包括傳感器延時、運算延時和顯示延時等物理硬件延時。與機載設備和地面設備的處理性能有著密切關系。 數(shù)據(jù)延時隨傳輸數(shù)據(jù)量的增大而增大，它與數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)的帶寬有很大關系，高效的數(shù)據(jù)壓縮技術和良好的通信通道有助于減小數(shù)據(jù)延時。對于本文中的綜合火力/飛行控制系統(tǒng)而言，由于僅僅是指令的傳輸和載機飛行狀態(tài)的傳輸而不涉及如圖像等大數(shù)據(jù)量的傳輸，所需數(shù)據(jù)量很小，所以此類數(shù)據(jù)鏈時延的影響很小。擾動延時主要指信息傳輸過程中不可預測的擾動，如數(shù)據(jù)包丟失或者數(shù)據(jù)包次序混亂等引起的時延。上述四種類型的時延構成了整個數(shù)據(jù)鏈路的總時延。研究表明，其中通信時延與執(zhí)行時延影響占整個數(shù)據(jù)鏈時延的90%以上，并且由于數(shù)據(jù)時延的影響對本文研究對象的影響較小，為了描述數(shù)據(jù)鏈時延模型，在后文的研究中會對時延模型進行適當簡化。 數(shù)據(jù)鏈時延模型分類由于無人機數(shù)據(jù)鏈時延在真實情況中是十分復雜的，研究者提出了數(shù)據(jù)鏈時延的三類模型來對其進行描述和分析：固定時延、概率模型時延、馬爾科夫時延模型。三種模型的建模思想和數(shù)學描述有很大的區(qū)別。根據(jù)設計過程中推算得到無人機時延的平均值或最大值，將時變的、隨機的時延轉化為一個固定值，這種方法比較適和于定性的來分析時延對無人機各個方面性能的影響。后文會采用這一模型來定性的分析時延對于無人機的操縱以及火力控制特性的影響，比如時延對于航跡指令與姿態(tài)指令的影響是有巨大不同的。概率時延模型是依據(jù)統(tǒng)計學來描述數(shù)據(jù)鏈時延，為了在模型中考慮延時的隨機性，延時通過概率分布的角度來建模。為了使模型分析起來盡可能簡單，假設通信延時與以前的延時時間是獨立的，但是有相同的概率分布函數(shù)。但是這一理論無法較為精確的描述無人機數(shù)據(jù)鏈時延，因為每個時刻的時延并不是真正獨立的。數(shù)據(jù)鏈延時的概率分布特性受Markov鏈的約束。假設時刻的通信延時為，且。概率分布特性受Markov鏈的約束表示根據(jù)的值可以確定的概率分布情況，而與，…，的值無關，也就是說，數(shù)據(jù)鏈延時序列構成一個Markov鏈，在經過大量實驗獲得初始時刻的數(shù)據(jù)鏈時延概率分布以及建立Markov的狀態(tài)轉移矩陣后，可以推得之后任意時刻的數(shù)據(jù)鏈時延的概率分布。此模型可以較好地描述概率時延分布的變化。本文創(chuàng)造性的將Markov理論應用于無人機數(shù)據(jù)鏈時延的數(shù)學描述中，得到了較為精準的時延模型。為之后的控制系統(tǒng)的補償方法設計打下基礎[[] 代雙鳳. 網(wǎng)絡控制系統(tǒng)的Markov建模設計與分析[J]. 北京: 燕山大學，2005.][[] 陳學一．網(wǎng)絡控制系統(tǒng)的延時分析及預測控制策略研究[D]．碩士學位論文．長沙：中南大學，2008，5．]。 無人機數(shù)據(jù)傳輸機理 無人機數(shù)據(jù)流向無人機的主要控制節(jié)點間數(shù)據(jù)流向及主要時延因素可以表示為圖41 數(shù)據(jù)鏈信息流向與主要時延圖文獻表明，通信和執(zhí)行時延影響占整個時延影響的90%以上，因此可以合理的假設在建模中只存在通信和執(zhí)行時延，忽略數(shù)據(jù)時延以及擾動時延的影響。并在此基礎上作如下假設：(1)只考慮下行鏈路中的無人機狀態(tài)信息而不考慮機載設備的數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)量很小(2)數(shù)據(jù)鏈路沒有丟包現(xiàn)象(3)數(shù)據(jù)鏈路沒有時序混亂現(xiàn)象(4)整個過程中數(shù)據(jù)鏈路的傳輸路徑沒有發(fā)生變化(5)整個數(shù)據(jù)鏈路采用相同的采樣周期 數(shù)據(jù)鏈節(jié)點驅動方式數(shù)據(jù)鏈時延的存在使得數(shù)據(jù)鏈接收端在同一個采樣周期內