机体动力学模型

该模型的核心要素是机体刚体动力学的非线性表示。作用在弹体上的气动力和力矩由入射系数和马赫数的非线性函数得到。该模型可以用Simulink®和Aerospace Bloc金宝appkset™创建。该模块集的目的是提供参考组件，如大气模型，这将是通用的所有模型，而不考虑机身配置。这些示例中包含了Aerospace Blockset中可用组件的简化版本，以便让您了解标准块库中可用的重用潜力。

打开模型。

在Simulink中表示机身金宝app

机身模型由四个主要子系统组成，通过加速需求自动驾驶仪控制。大气模型计算大气条件随高度变化的变化，尾翼执行器和传感器模型将自动驾驶仪耦合到机身，空气动力学和运动方程模型计算作用在导弹体上的力和力矩的大小，并集成运动方程。

国际标准大气模式

所用的大气分系统是国际标准大气的近似值，分为两个独立的区域。对流层区域位于海平面至11Km之间，假设该区域温度下降随海拔高度呈线性变化。对流层上方是平流层下部区域，范围在11公里到20公里之间。在这一地区，假定温度保持不变。

构造力和力矩的空气动力系数

空气动力学与运动方程子系统生成作用于导弹体轴上的力和力矩，并集成定义机体线性和角运动的运动方程。

气动系数存储在数据集中，在模拟过程中，当前操作条件下的值通过使用二维查找表块进行插值确定。

经典的三回路自动驾驶仪设计

导弹自动驾驶仪的目的是控制正常于弹体的加速度。在这个例子中，自动驾驶仪的结构是一个三环设计，使用位于重心前面的加速度计和一个速率陀螺仪来提供额外的阻尼。控制器增益根据进气道和马赫数进行调整，并在10,000英尺高度进行稳健性能调整。

使用经典的设计技术来设计自动驾驶仪，需要在许多修剪过的飞行条件下推导出机体俯仰动力学的线性模型。MATLAB®可以确定修剪条件，并直接从非线性Simulink模型推导出线性状态空间模型，既节省时间，又有助于验证所创建的模型。金宝appMATLAB控制系统工具箱™和Simulink控制设计™提供的功能允许设计师可视化机身开环频率(或时间)响应的行为。金宝app要了解如何修剪和线性化机身模型，你可以运行同伴的例子，“机身修剪和线性化”。

机身频率响应

自动驾驶仪的设计是在一系列线性机身模型上进行的，这些模型是在预期飞行包线的不同飞行条件下推导出来的。为了在非线性模型中实现自动驾驶仪，需要将自动驾驶仪增益存储在2维查找表中，并加入反上紧增益以防止积分器在鳍片需求超过最大限制时上紧。因此，在非线性Simulink模型中测试自动驾驶仪是在存在作动器鳍和速率限制等金宝app非线性情况下显示令人满意的性能的最佳方法，并且现在增益随着飞行条件的变化而动态变化。

数字: 金宝appSimulink实现增益定时自动驾驶仪

寻的制导回路

完整的寻的制导回路由一个导引头/跟踪子系统组成，该子系统返回导弹和目标之间的相对运动测量值，制导子系统产生正常加速度要求，并传递给自动驾驶仪。自动驾驶仪现在是整个寻的制导系统内部循环的一部分。参考文献[4]提供了目前正在使用的不同形式的制导的信息，并提供了用于量化制导环路性能的分析技术的背景信息。

指导子系统

制导子系统的功能是在闭环跟踪过程中生成需求，并进行初始搜索以定位目标位置。Stateflow®模型用于控制这些不同操作模式之间的传输。模式之间的切换由Simulink中生成的事件触发，或者由statflow模型内部生成的事件触发。金宝app控制Simulink模型的行为方式可以通过改变变金宝app量的值来实现模式传递给Simulink。金宝app此变量用于在可生成的不同控制需求之间进行切换。在目标搜索过程中，状态流模型通过向导引头框架(σ）.一旦目标位于导引头的波束宽度内(收购)，并在短暂延迟后启动闭环制导。状态流是快速定义所有操作模式的理想工具，无论它们是用于正常操作还是异常情况。例如，在这个statflow图中，如果目标上的锁丢失，或者在目标搜索期间没有获得目标，将采取哪些操作。

比例导航制导

一旦导引头获得目标，比例导航制导(PNG)法则被用来引导导弹直到撞击。这种形式的制导律自20世纪50年代以来一直用于制导导弹，并可应用于雷达、红外或电视制导导弹。导航定律要求测量导弹和目标之间的接近速度，这对于雷达制导的导弹来说可以使用多普勒跟踪设备获得，并估计惯性视线角度的变化率。

数字:比例导航导引律

导引头/跟踪子系统

导引头/跟踪子系统的目标是驱动导引头平衡架以保持导引头盘与目标对齐，并提供带有视距率估计的制导律。跟踪器循环时间常数职权范围设置为0.05秒，并选择在最大限度地提高响应速度和将噪声传输保持在可接受的水平之间进行折衷。稳定回路的目的是补偿身体的旋转速度和增益Ks，即环路交叉频率，受稳定速率陀螺带宽限制，尽可能设置高。视点速率估计值是稳定速率陀螺测得的碟面角度变化率和滤波后的值，以及角跟踪误差变化率的估计值(e)由接收器测量。在本例中，估计器滤波器的带宽被设置为自动驾驶仪带宽的一半。

雷达天线罩畸变

对于雷达制导导弹，通常模拟的寄生反馈效应是天线罩像差。这是因为导引头上的保护罩的形状扭曲了返回的信号，然后给目标一个错误的观察角度读数。一般来说，畸变量是当前万向台角度的非线性函数，但常用的近似是假设万向台角度和畸变大小之间存在线性关系。在上述系统中，雷达罩像差被计入标记为“雷达罩像差”的增益块中。其他寄生效应，如速率陀螺对正常加速度的灵敏度，也经常被建模以测试目标跟踪器和估计器滤波器的鲁棒性。

数字:天线罩像差几何

运行制导仿真

现在来展示整个系统的性能。在这种情况下，目标被定义为以328m/s的恒定速度飞行，与初始导弹航向对等，并且在初始导弹位置上方500米。从仿真结果可以确定，捕获发生在交战后0.69秒，闭环制导在0.89秒后开始。与目标的撞击发生在3.46秒，在最接近点的距离计算为0.265m。

aero_guid_plot。M脚本创建一个性能分析

动画块为模拟提供了视觉参考

参考文献

1.“具有有界参数率的鲁棒LPV控制”，s.b enani, D.M.C. Willemsen, C.W. Scherer, AIAA-97-3641, 1997年8月。

2.“使用状态相关的Riccati方程方法的全包线导弹纵向自动驾驶仪设计”，C.P.Mracek和J.R. Cloutier, AIAA-97-3767, 1997年8月。

3.“使用线性参数变化变换的增益计划导弹自动驾驶仪设计”，J.S.Shamma, J.R. Cloutier，制导，控制与动力学杂志，第16卷，第2期，1993年3月- 4月。

4.《现代导航、制导与控制处理第2卷》，林景芳，ISBN 0-13- 596223 -7, Prentice Hall, 1991。