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1.2 国内外研究现状
1.2.1 弹道预测研究现状
1.2.2 末段导引炮弹制导方法的研究现状
1.3 本文的主要研究内容
本文拟开展如下研究工作：
(1) 对远程制导炮弹末段制导控制所涉及的系统进行简要分析，了解整个飞行轨迹上各个飞行阶段的飞行过程，理清每个飞行阶段所需要测量的飞行参数；
(2) 以某105mm远程制导炮弹为研究对象，建立末段制导所需的飞行动力学模型，使用Matlab对模型飞行过程进行数值模拟和仿真；
(3) 选取一种弹道预测的计算方法，在远程制导炮弹的飞行末段（如距离落点2-3公里）对其落点进行快速预报；用Matlab编写计算机仿真程序，进行数据验证检测该弹道预测方法的误差，并进行误差分析与改进；
(4) 在快速、准确预报落点的前提下，开展以弹丸飞行航迹角校正为基础的末段导引律研究，绘制末段导引规律的导引曲线，并编制计算机仿真程序进行数值验证。
2 末段导引炮弹系统简介
2.1 系统组成及各部分的简介
因为本文中涉及到模拟仿真计算，所以在这里先对本文研究的对象和环境等进行表述和说明。
该末段导引炮弹系统的组成包括以下几部分：
(1) 弹体
本文研究的这一末段导引系统是以普通炮射弹丸为主体研究对象。弹体以普通炮射弹丸为模型，由弹头、弹身和弹尾三个主要部分组成。
(2) 弹上测量
本文中的弹丸在普通炮射弹丸的基础上，主体部内增加了北斗导航系统这一测量部件。可以实现实时测量弹丸质心当前所在位置的坐标（X,Y,Z）和当前的飞行速度（Vx,Vy,Vz），然后传给弹丸内的计算机，从而为主体部内的计算机进行运算提供实时准确的数据组。考虑到弹丸主体部的体积有限，所以在增加了这些部件的情况下，为了使弹载计算机能够有更好的操作和使用性，所以本文提到的该末段导引方法只采用X,Y,Z,Vx,Vy,Vz这751个参数进行制导。使该制导方法的适用弹型扩展到中小型弹丸，从而提高传统无控弹的射击精度。
(3) 弹丸的执行控制机构
弹丸上主要由弹丸上的舵机进行控制。舵机在接收到弹载计算机运算得出的指令后，对舵面的俯仰角度进行微调，从而改变弹丸的受力，进而改变弹丸的飞行方向。
2.2 弹丸飞行过程的介绍
该末段导引弹丸的飞行过程可以主要分为两部分。
第一部分，该弹丸为炮射弹丸，在火炮内发射后，该弹丸拥有一定的初速V0，和一确定的初始航迹角 。弹丸在升弧段为普通无孔炮射弹丸，直到降弧段某一指定位置为止。第二部分，该弹丸内的弹载北斗导航系统开始将弹丸当前的飞行参数（X,Y,Z,Vx,Vy,Vz）传送到弹载计算机上，然后弹载计算机根据这些参数预测出弹丸的飞行轨迹和落点，通过本文中提到的方法算出弹丸的修正量，然后在 时间内给弹丸一个法相加速度，在不改变弹丸速度大小的情况下，对弹丸速度的方向进行修正，从而使弹丸无限接近理想弹道，即对弹丸飞行末端进行制导。
2.3 末段导引弹丸工作原理
本文提出的末段导引方法主要分为两部分。
第一部分为弹道预测部分。通过北斗导航系统传送的当前弹丸飞行数据（X,Y,Z,Vx,Vy,Vz）,来对弹丸的在没有控制的情况下自由飞行的弹道进行预测，同时预测出在无控条件下该弹丸的一着弹点。
第二部分为末段导引部分，原理如下图所示[32]。
图2.3.1 不同航迹角下的当前弹道和理想弹道
在图2.3.1中， 表示当前速度矢量和理想速度矢量。在不进行任何控制的情况下，弹丸在当前速度 下不能打到预定目标。然而当弹丸在速度 下时，弹丸可以沿着弹道轨迹击中预定目标。我们假设两速度矢量数量级相同，即 = ，航迹角不同。航迹角的差异被定义为 。弹道倾角不可能从 突变到 。因此，我们需要在一个周期 内完成航迹角的改变，从而使弹丸的飞行轨迹回到理想弹道上，以实现制导。
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