捷联惯导寻的导弹自动驾驶仪特性对气动力设计的约束*

李友年，陈星阳

(中国空空导弹研究院，河南洛阳 471009)

0 引言

为了有效拦截目标，寻的导弹自动驾驶仪必需满足制导的要求，具有足够的快速性和一定的阻尼，特别是在飞行过程中气动特性发生变化的时候，系统必须满足上述要求。而由于受到弹上设备、执行机构或其它因素的限制，自动驾驶仪无法允许弹体气动力特性随意变化，需要对其进行一定的约束，以保证寻的导弹能够有效拦截目标[1，4]。

对于没有捷联惯导的导弹，在飞行过程中无法得到迎角和侧滑角信息，因而无法根据弹体气动力特性随迎角和侧滑角的变化关系来调整控制增益，快速性和阻尼的要求又将约束这种变化的范围。对于带有捷联惯导的导弹，能够获得迎角和侧滑角信息，因而能够根据弹体气动力特性随迎角和侧滑角变化的关系来调整控制增益，相对于无捷联惯导的情况，约束又将发生变化[3]。

文中先给出了在无捷联惯导情况下，导弹自动驾驶仪特性对其俯仰通道两个稳定导数Mα和Mδ变化范围的约束，进而讨论了在有捷联惯导情况下，这种约束情况的变化。

1 导弹自动驾驶仪模型

文中导弹俯仰通道自动驾驶仪采用11阶模型[2]，其结构如图1 所示。

图中，导弹空气动力学传递函数如下式所示：

图1 自动驾驶仪模型

XACC;XCG为导弹质心位置;XACC为加速度表安装位置。

速率陀螺、加速度表和结构滤波器的参数取值如下：ωG=300rad/s;ζG=0.65;ωSF=314rad/s;ζSF=0.5;ωA=220rad/s;ζA=0.65;ωACC=300rad/s;ζACC=0.65。

为了使导弹飞行控制系统的响应满足所期望的要求，可……