• <tr id="yyy80"></tr>
  • <sup id="yyy80"></sup>
  • <tfoot id="yyy80"><noscript id="yyy80"></noscript></tfoot>
  • 99热精品在线国产_美女午夜性视频免费_国产精品国产高清国产av_av欧美777_自拍偷自拍亚洲精品老妇_亚洲熟女精品中文字幕_www日本黄色视频网_国产精品野战在线观看 ?

    一種適用于紅外制導(dǎo)彈藥的偏置比例導(dǎo)引律

    2016-10-18 02:07:17王廣帥林德福范世鵬臧路堯
    關(guān)鍵詞:落角彈目彈體

    王廣帥, 林德福, 范世鵬, 臧路堯

    (1. 北京理工大學(xué)宇航學(xué)院, 北京 100081; 2. 北京航天自動(dòng)控制研究所, 北京 100854)

    ?

    一種適用于紅外制導(dǎo)彈藥的偏置比例導(dǎo)引律

    王廣帥1, 林德福1, 范世鵬2, 臧路堯1

    (1. 北京理工大學(xué)宇航學(xué)院, 北京 100081; 2. 北京航天自動(dòng)控制研究所, 北京 100854)

    針對(duì)彈道成型制導(dǎo)律不適用于紅外制導(dǎo)彈藥的落角約束,提出了一種無(wú)需剩余飛行時(shí)間信息的偏置比例導(dǎo)引律。根據(jù)建立的彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)幾何模型和碰撞三角形,推導(dǎo)出了期望落角與需用偏置積分量之間的函數(shù)關(guān)系;求出了偏置比例導(dǎo)引無(wú)量綱彈道閉環(huán)解與穩(wěn)定域,并分析了不同因素對(duì)偏置比例導(dǎo)引律制導(dǎo)性能的影響;最后對(duì)比研究了偏置比例導(dǎo)引制導(dǎo)律與彈道成型的性能。仿真結(jié)果表明,偏置比例導(dǎo)引律在落角精度、制導(dǎo)精度與最大需用過(guò)載這些關(guān)鍵制導(dǎo)性能指標(biāo)方面接近于彈道成型制導(dǎo)律,適用于紅外制導(dǎo)彈藥對(duì)地面運(yùn)動(dòng)裝甲目標(biāo)的落角約束問(wèn)題。

    彈道成型制導(dǎo)律; 紅外制導(dǎo)彈藥; 偏置比例導(dǎo)引律; 落角約束

    0 引 言

    紅外成像制導(dǎo)由于其靈敏度高、具備多目標(biāo)鑒別能力和抗干擾能力強(qiáng)等特性,成為新一代反坦克導(dǎo)彈的一種主要制導(dǎo)方式[1-2]。例如,歐洲“崔格特”和美國(guó)“標(biāo)槍”反坦克導(dǎo)彈均采用紅外凝視成像制導(dǎo)技術(shù),具有“發(fā)射后不用管”能力[3]。為提高對(duì)運(yùn)動(dòng)裝甲目標(biāo)的毀傷概率,紅外反坦克導(dǎo)彈多采用掠飛攻頂方式來(lái)打擊坦克裝甲最薄弱的頂部,這就要求制導(dǎo)律在保證目標(biāo)命中的基礎(chǔ)上,同時(shí)實(shí)現(xiàn)落角約束[4]。

    工程中增大落角最直接的方式就是在制導(dǎo)律中加入過(guò)重力補(bǔ)償,文獻(xiàn)[5]采用了帶過(guò)重力補(bǔ)償?shù)谋壤龑?dǎo)引來(lái)增大落角。但由于重力補(bǔ)償系數(shù)與落角之間不存在直接對(duì)應(yīng)的函數(shù)關(guān)系,因此難以實(shí)現(xiàn)對(duì)落角大小的精確控制。

    國(guó)內(nèi)外關(guān)于落角約束制導(dǎo)律的理論研究較多。最有代表性的是基于落角約束的最優(yōu)制導(dǎo)律,實(shí)現(xiàn)落角約束的同時(shí)使得控制能量需求最小。文獻(xiàn)[6]以“導(dǎo)彈過(guò)載平方的積分”為目標(biāo)函數(shù),從最優(yōu)控制理論出發(fā)推導(dǎo)出了最優(yōu)制導(dǎo)律,文獻(xiàn)[7-9]以此為基礎(chǔ)研究了相關(guān)擴(kuò)展形式的最優(yōu)制導(dǎo)律;以Zarchan為代表的學(xué)者從數(shù)學(xué)上Schwartz不等式出發(fā),采用相同的目標(biāo)函數(shù)推導(dǎo)出了相同形式的最優(yōu)制導(dǎo)律—彈道成型[10-11]。國(guó)內(nèi)學(xué)者將目標(biāo)函數(shù)擴(kuò)展為包含有剩余飛行時(shí)間冪函數(shù),推導(dǎo)出末端過(guò)載為零的擴(kuò)展彈道成型制導(dǎo)律,并對(duì)其性能進(jìn)行了全面研究[13-15]。另外,在傳統(tǒng)比例導(dǎo)引基礎(chǔ)上加時(shí)變偏置項(xiàng)構(gòu)成偏置比例導(dǎo)引律也是一種實(shí)現(xiàn)落角約束的方法,文獻(xiàn)[15]加了一個(gè)與剩余飛行時(shí)間成函數(shù)關(guān)系的偏置項(xiàng)來(lái)構(gòu)成偏置比例導(dǎo)引律,并且推導(dǎo)出了它的最優(yōu)形式。

    上述這些最優(yōu)制導(dǎo)律實(shí)現(xiàn)落角精確控制的過(guò)程中均離不開(kāi)當(dāng)前剩余飛行時(shí)間信息,剩余飛行時(shí)間根據(jù)當(dāng)前彈目距離來(lái)計(jì)算獲得。由于紅外導(dǎo)引頭不像雷達(dá)導(dǎo)引頭那樣可以直接測(cè)量彈目距離,而只能通過(guò)在彈體上額外增加慣導(dǎo)組件或GPS制導(dǎo)模塊來(lái)間接計(jì)算彈目距離,因此紅外制導(dǎo)彈藥采用最優(yōu)制導(dǎo)律時(shí)就產(chǎn)生了額外的硬件需求問(wèn)題。

    本文在文獻(xiàn)[16-17]提出的一種無(wú)需剩余飛行時(shí)間偏置比例導(dǎo)引律的基礎(chǔ)上,進(jìn)一步研究了這種制導(dǎo)律的無(wú)量綱解析解和穩(wěn)定域,并將其應(yīng)用于紅外制導(dǎo)武器對(duì)地面慢速運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的落角約束中,在實(shí)現(xiàn)落角精確控制的同時(shí)避免了紅外制導(dǎo)彈約的硬件額外需求問(wèn)題。通過(guò)仿真,將這種偏置比例導(dǎo)引律與彈道成型制導(dǎo)律的制導(dǎo)性能進(jìn)行了對(duì)比研究。

    1 彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型

    紅外制導(dǎo)彈藥打擊地面慢速運(yùn)動(dòng)目標(biāo)時(shí)彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)可分解為俯仰和偏航兩個(gè)平面上的運(yùn)動(dòng),鑒于二者沒(méi)有本質(zhì)區(qū)別,只研究俯仰平面的相對(duì)運(yùn)動(dòng),幾何關(guān)系如圖1所示。

    圖1 彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)幾何關(guān)系圖Fig.1 Relative motion geometry between missile and target

    圖1中,M和T分別表示導(dǎo)彈與目標(biāo)位置;R表示彈目距離;vt表示目標(biāo)速度矢量;vm、ε、θ分別表示導(dǎo)彈的速度矢量、目標(biāo)視角和速度傾角;vR、εR、θR分別表示相對(duì)速度的矢量、方向角和傾角。假設(shè)逆時(shí)針?lè)较蜃鳛榻嵌鹊恼较?則彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)微分方程組可表示為

    (1)

    彈道終端的彈體速度矢量vm,f、目標(biāo)速度矢量vt和相對(duì)速度矢量vR,f組成了彈目碰撞三角形,如圖2所示。um,f、ut、uR,f分別表示上述3個(gè)速度的單位矢量;θf(wàn)、θR,f、Δθ分別表示碰撞時(shí)刻彈體終端落角、彈目相對(duì)速度傾角和彈體速度矢量與相對(duì)速度矢量間的夾角。

    圖2 彈目碰撞三角形Fig.2 Collision triangle between missile and target

    分析碰撞三角形可得

    (2)

    根據(jù)三角形正弦定理得到速度夾角

    (3)

    導(dǎo)彈速度遠(yuǎn)大于目標(biāo)速度,使得彈體速度與相對(duì)速度夾角為小量,故有

    (4)

    式(4)代入式(2)得到

    (5)

    考慮到彈體過(guò)載沿彈體速度法向,忽略重力和阻力,彈體速度vm是常值;相對(duì)速度vR是變量,采用余弦定理得到彈道終端相對(duì)速度:

    (6)

    式中,vt,f為彈道末端目標(biāo)速度。令目標(biāo)速度與導(dǎo)彈速度之比為

    (7)

    式(6)、式(7)代入式(5)得

    (8)

    同理,可得到初始時(shí)刻速度夾角為

    (9)

    由于k為小量,且其數(shù)值大小對(duì)相對(duì)速度傾角的計(jì)算影響較小,所以工程中可對(duì)k取常值,并根據(jù)目標(biāo)類(lèi)型提前裝訂;彈體初始速度傾角θi則可由載機(jī)外部傳輸或地面初始對(duì)準(zhǔn)獲取。

    2 落角約束下的偏置比例導(dǎo)引律

    2.1落角約束下比例導(dǎo)引的局限性

    比例導(dǎo)引制導(dǎo)律可表示為

    (10)

    式(10)兩邊積分得

    (11)

    比例導(dǎo)引打擊地面慢速移動(dòng)目標(biāo)時(shí),彈道終端過(guò)載接近于零,碰撞前的某一微小時(shí)間段內(nèi)終端彈體速度矢量和終端彈目相對(duì)速度矢量基本保持不變,因此彈道終端的彈目相對(duì)速度與彈目連線重合,即有

    (12)

    將式(1)和式(12)代入式(10)中,得

    (13)

    由于紅外制導(dǎo)彈藥彈體速度遠(yuǎn)大于地面目標(biāo)速度,可知Δθ為小量,有

    (14)

    彈體的終端落角θf(wàn)取決于有效導(dǎo)航比N、初始彈目視線角qi和初始相對(duì)速度方向角εR,i。有效導(dǎo)航比一般取值為3≤N≤5,因此比例導(dǎo)引制導(dǎo)律的落角范圍

    (15)

    理論上比例導(dǎo)引可以實(shí)現(xiàn)大落角,而真實(shí)情況中制導(dǎo)初始時(shí)刻的彈目視線角與相對(duì)速度方向角限制了比例導(dǎo)引制導(dǎo)律落角的范圍。

    2.2彈道成型最優(yōu)制導(dǎo)律

    Zarchan利用Schwartz不等式推導(dǎo)出了彈道成型最優(yōu)制導(dǎo)律[10],使得控制能量需求最小的同時(shí),實(shí)現(xiàn)了落點(diǎn)與落角的雙重約束,并成功應(yīng)用于Apollo飛船登月等一系列重大工程項(xiàng)目,彈道成型制導(dǎo)律形式為

    (16)

    式中,tgo表示剩余飛行時(shí)間;qt表示當(dāng)前彈目視線角;Γ表示期望落角。由于執(zhí)行過(guò)程需要剩余飛行時(shí)間信息,從而產(chǎn)生了對(duì)額外的硬件需求問(wèn)題,增加了彈體的復(fù)雜性,提高了生產(chǎn)成本。

    2.3偏置比例導(dǎo)引制導(dǎo)律

    彈道成型可以實(shí)現(xiàn)落角控制的根本原因是在其比例導(dǎo)引基礎(chǔ)上復(fù)合了與剩余飛行時(shí)間和期望落角相關(guān)的偏置項(xiàng)?;谏鲜鏊枷?通過(guò)在等式(8)右端加偏置項(xiàng)構(gòu)成偏置比例導(dǎo)引律[13]:

    (17)

    式中,b表示偏置項(xiàng)。導(dǎo)引律兩邊積分得

    (18)

    由于偏置比例導(dǎo)引末端過(guò)載接近于零,同樣彈道末端彈目相對(duì)速度與彈目連線重合,式(12)代入式(18)可得到期望落角Γ與需用偏置積分量BN之間的函數(shù)關(guān)系:

    (19)

    偏置比例導(dǎo)引律通過(guò)偏置項(xiàng)積分量B來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)落角的精確控制。整個(gè)彈道飛行過(guò)程中,只要保證偏置項(xiàng)積分量B達(dá)到需用偏置積分量BN,終端落角為即為期望落角Γ。其中,初始彈目視線角qi可由載機(jī)或者地面裝訂;終端相對(duì)速度傾角Γ+Δθ與初始相對(duì)速度傾角θR,i可分別由式(7)、式(8)計(jì)算獲得。

    考慮到真實(shí)過(guò)載方向只能沿彈體速度法向,因此偏置比例導(dǎo)引律的過(guò)載指令為

    (20)

    由于相對(duì)速度與彈體速度夾角很小,為便于工程應(yīng)用,將式(7)代入式(20)中,得到

    (21)

    3 彈道穩(wěn)定性分析與偏置項(xiàng)分配

    3.1彈道的閉環(huán)解

    將偏置比例導(dǎo)引律引入到彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型中,獲得偏置比例導(dǎo)引律的彈道非線性模型

    (22)

    對(duì)方程組無(wú)量綱化,令ρ=|b|R/vR,dτ=|b|dt,可得到

    (23)

    式中,σ表示偏置項(xiàng)b的符號(hào),方程組平衡點(diǎn)坐標(biāo)為{ρe,εe}={σ(N-1),π/2}。式(23)中的兩個(gè)子式相除,得到

    (24)

    為使得彈體末端過(guò)載收斂,有效導(dǎo)航比取N>2。解微分方程得到有效導(dǎo)航比N>2時(shí)的無(wú)量綱彈道閉環(huán)通解:

    (25)

    式中,c為積分常數(shù),其值取決于無(wú)量綱距離初值ρ0和相對(duì)速度方向角εR0。積分常數(shù)在平衡點(diǎn)處的值為

    (26)

    3.2彈道的穩(wěn)定域

    彈道的穩(wěn)定性可通過(guò)相平面軌跡圖中無(wú)量綱距離的收斂性來(lái)判斷。為了滿(mǎn)足工程中增大落角的需求,主要研究偏置項(xiàng)大于零的情況,此時(shí)σ=1,同時(shí)令導(dǎo)航比N=4,從而得到關(guān)于無(wú)量綱距離ρ和相對(duì)速度方向角εR的相平面軌跡圖,如圖3所示。圖中每條相平面軌跡上的標(biāo)識(shí)數(shù)字為其對(duì)應(yīng)的積分常數(shù)c,實(shí)心圓點(diǎn)表示平衡點(diǎn),其坐標(biāo)為(ρe,εe)=(3,π/2),對(duì)應(yīng)積分常數(shù)ce=-1/54。圖中的軌跡簇被平衡點(diǎn)分為A、B、C和D共4組,每條箭頭指向表示對(duì)應(yīng)組曲線隨時(shí)間變化的收斂方向。其中A、C兩組軌跡無(wú)量綱距離收斂到零,表明其彈道穩(wěn)定收斂到目標(biāo);而B(niǎo)、D兩組曲線是發(fā)散的。

    圖3 相平面軌跡(N=4)Fig.3 State plane trajectories (N=4)

    可見(jiàn),彈道穩(wěn)定性取決于積分常數(shù)c和初值ρ0,穩(wěn)定域?yàn)?{cce,ρ<ρe}。

    在已知初始條件ρ0和ε0的情況下,彈道穩(wěn)定的判斷策略如圖4所示。當(dāng)c>ce,ρ0>ρe或c

    圖4 初始條件下彈道穩(wěn)定性判定策略圖Fig.4 Diagram of judgement strategy for trajectory stability under certain initial conditions

    3.3偏置比例導(dǎo)引偏置項(xiàng)分配

    由于不能事先準(zhǔn)確獲得整個(gè)彈道飛行時(shí)間信息,為保證偏置積分量B達(dá)到需用偏置積分量BN,應(yīng)使得偏置持續(xù)時(shí)間H小于真實(shí)彈道飛行時(shí)間。同時(shí),為保證穩(wěn)定性分析有效,應(yīng)使得當(dāng)前偏置項(xiàng)大小與相對(duì)速度vR成正比。

    (27)

    此時(shí),初始偏置量b0取為

    (28)

    當(dāng)前偏置項(xiàng)根據(jù)初始偏置項(xiàng)來(lái)計(jì)算得出

    (29)

    盡管偏置持續(xù)時(shí)間計(jì)算不準(zhǔn)確,但考慮真實(shí)彈道較彎

    曲且導(dǎo)彈速度基本不變,所以仍然可以保證偏置持續(xù)時(shí)間小于彈道真實(shí)飛行時(shí)間。

    整個(gè)彈道由偏置比例導(dǎo)引段和比例導(dǎo)引段組成。偏置比例導(dǎo)引段完成需用偏置積分量后,切換至比例導(dǎo)引,然后由比例導(dǎo)引最終實(shí)現(xiàn)落角與落點(diǎn)的精度控制。

    根據(jù)前面相平面軌跡分析可知,對(duì)于比例導(dǎo)引制導(dǎo)段,在切換點(diǎn)處必定存在一定初始相對(duì)速度方向誤差角εRM,當(dāng)此段飛行時(shí)間不足以消除相對(duì)速度方向誤差的影響時(shí),將會(huì)影響到整個(gè)彈道的落角精度與制導(dǎo)精度。

    4 仿真分析

    4.1偏置比例導(dǎo)引律制導(dǎo)性能研究

    為研究期望落角Γ、偏置起始時(shí)間t1、偏置持續(xù)時(shí)間H和有效導(dǎo)航比N對(duì)偏置比例導(dǎo)引律制導(dǎo)性能的影響,仿真條件設(shè)為6個(gè)場(chǎng)景,仿真所得需用偏置積分量、起始偏置、實(shí)際終端落角、脫靶量和控制能量需求如表1所示,其中偏置持續(xù)時(shí)間H的變化通過(guò)調(diào)整初始偏置項(xiàng)大小來(lái)間接實(shí)現(xiàn)。仿真所得偏置項(xiàng)、縱向平面彈道、指令過(guò)載、目標(biāo)視角和控制能量需求曲線如圖5~圖9所示。

    表1 偏置比例導(dǎo)引性能研究仿真場(chǎng)景設(shè)置

    圖5 偏置比例導(dǎo)引偏置項(xiàng)曲線Fig.5 Bias profile of biased PNG

    圖7 偏置比例導(dǎo)引指令過(guò)載曲線Fig.7 Command acceleration histories of biased PNG

    對(duì)比場(chǎng)景1、場(chǎng)景2和場(chǎng)景3可知,增大期望落角Γ,需用偏置積分量、初始偏置增大;并且飛行過(guò)程中的最大需用過(guò)載、控制能量需求和目視視角都會(huì)增大;當(dāng)存在過(guò)載與目標(biāo)視角限制時(shí),期望落角并不是越大越好。由于落角增大使得比例導(dǎo)引段飛行時(shí)間加長(zhǎng),導(dǎo)致初始相對(duì)速度方向誤差εRM的影響減小,使得整個(gè)彈道終端落角與制導(dǎo)精度明顯提高。

    圖8 偏置比例導(dǎo)引目標(biāo)視角曲線Fig.8 Look angle variations of biased PNG

    圖9 偏置比例導(dǎo)引能量消耗曲線Fig.9 Control effort curve of biased PNG

    對(duì)比場(chǎng)景2與場(chǎng)景4,偏置起始時(shí)間t1后移可有效降低彈道高度并縮短飛行時(shí)間,但增大了最大需用過(guò)載與控制能量需求。由于起始比例導(dǎo)引段飛行時(shí)間縮短,并且導(dǎo)引頭進(jìn)入盲區(qū)時(shí)保持過(guò)載與實(shí)際過(guò)載需求偏差增大,導(dǎo)致落角精度與制導(dǎo)精度有所降低。

    對(duì)比場(chǎng)景2與場(chǎng)景5,適度減小偏置持續(xù)時(shí)間H,可明顯提高落角與制導(dǎo)精度并有效降低最大需用過(guò)載。原因在于H的減小增大了比例導(dǎo)引段飛行時(shí)間,同時(shí)使得切換時(shí)刻彈目距離增大,從而減小了切換時(shí)刻彈目視線角速度。而當(dāng)偏置持續(xù)時(shí)間H過(guò)小時(shí),意味著偏置項(xiàng)過(guò)大,將使偏置比例導(dǎo)引段彈道失穩(wěn),目標(biāo)視角的急劇增大,使得目標(biāo)易出視場(chǎng),如圖8所示。

    對(duì)比場(chǎng)景2與場(chǎng)景6,有效導(dǎo)航比N增大,需用偏置積分量BN增大,從而使得偏置項(xiàng)增大,最大需用過(guò)載與控制能量需求提高;同時(shí)更長(zhǎng)比例導(dǎo)引飛行時(shí)間與盲區(qū)更小的過(guò)載保持大大提高了落角與制導(dǎo)精度。

    綜合對(duì)比分析,適度減小偏置持續(xù)時(shí)間可以作為提高落角與制導(dǎo)精度的同時(shí)又能降低最大過(guò)載的一種有效手段。

    4.2與彈道成型最優(yōu)制導(dǎo)律的對(duì)比研究

    為對(duì)比偏置比例導(dǎo)引與彈道成型最優(yōu)制導(dǎo)律的性能,共設(shè)定6個(gè)仿真場(chǎng)景,具體參數(shù)設(shè)置及相應(yīng)的落角精度、制導(dǎo)精度與最大需用過(guò)載如表2所示。兩種制導(dǎo)律的縱向彈道、過(guò)載、目標(biāo)視角和控制能量需求曲線分別如圖10~圖13所示。

    兩種制導(dǎo)律均能在命中運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的情況下準(zhǔn)確實(shí)現(xiàn)落角約束;偏置比例導(dǎo)引落角和制導(dǎo)精度低于彈道成型。減小偏置持續(xù)時(shí)間可以增大比例導(dǎo)引段飛行時(shí)間,有效提高偏置比例導(dǎo)引的落角與制導(dǎo)精度,使其接近于彈道成型落角與制導(dǎo)精度,如表2所示。

    表2 兩種制導(dǎo)律對(duì)比研究仿真場(chǎng)景設(shè)置

    偏置比例導(dǎo)引的彈道高度大于彈道成型,彈道更加彎曲,使得其飛行時(shí)間大于彈道成型飛行時(shí)間,如圖10所示。

    圖10 兩種制導(dǎo)律的縱向彈道對(duì)比Fig.10 Spatial trajectories comparison between biased PNG and trajectory shaping guidance

    對(duì)于彈道末段過(guò)載的需求,偏置比例導(dǎo)引逐漸減小,而彈道成型則單調(diào)增大;前者最大需用過(guò)載出現(xiàn)在彈道中段,后者則出現(xiàn)在彈道末端;盡管偏置比例導(dǎo)引最大需用過(guò)載大于彈道成型,鑒于實(shí)際情況末制導(dǎo)段速度逐漸減小,偏置比例導(dǎo)引并不比彈道成型更容易出現(xiàn)過(guò)載飽和現(xiàn)象。同樣可通過(guò)減小偏置持續(xù)時(shí)間使其大落角下的最大需用過(guò)載接近于彈道成型最大需用過(guò)載,如圖11所示。

    圖11 兩種制導(dǎo)律的縱向過(guò)載對(duì)比Fig.11 Command acceleration comparison between biased PNG and trajectory shaping guidance

    采用偏置比例導(dǎo)引制導(dǎo)過(guò)程中,其目標(biāo)視角大于彈道成型的目標(biāo)視角,且二者差距隨著期望落角或偏置項(xiàng)的增大而增大,如圖12所示。

    圖12 兩種制導(dǎo)律的目標(biāo)視角對(duì)比Fig.12 Look angle comparison between biased PNG and trajectory shaping guidance

    偏置比例導(dǎo)引的控制能量需求大于彈道成型,這是由于彈道成型是基于控制能量最優(yōu)推導(dǎo)出的最優(yōu)制導(dǎo)律;且偏置項(xiàng)越小,二者越接近,如圖13所示。

    綜合分析可得,偏置比例導(dǎo)引律的落角與制導(dǎo)精度低于彈道成型,最大需用過(guò)載大于彈道成型最大需用過(guò)載。保證目標(biāo)視角滿(mǎn)足導(dǎo)引頭視場(chǎng)域約束并且滿(mǎn)足彈道穩(wěn)定性的前提下,盡量減小偏置持續(xù)時(shí)間可以使其落角與制導(dǎo)精度接近彈道成型的同時(shí),保證大落角約束下的最大過(guò)載接近于彈道成型最大過(guò)載。

    圖13 兩種制導(dǎo)律的能量消耗對(duì)比Fig.13 Control effort comparison between biased PNG and trajectory shaping guidance

    5 結(jié) 論

    本文采用的偏置比例導(dǎo)引律本質(zhì)上是偏置比例導(dǎo)引加比例導(dǎo)引的組合制導(dǎo)律,偏置比例導(dǎo)引可視作為比例導(dǎo)引的中制導(dǎo),負(fù)責(zé)將導(dǎo)彈導(dǎo)引至滿(mǎn)足比例導(dǎo)引實(shí)現(xiàn)期望落角所需的特定初始條件,然后由比例導(dǎo)引最終實(shí)現(xiàn)落點(diǎn)與落角的約束,其中比例導(dǎo)引段飛行時(shí)間影響著落角與制導(dǎo)精度。

    研究表明:適度減小偏置持續(xù)時(shí)間可以提高落角與制導(dǎo)精度的同時(shí)又能降低最大過(guò)載;通過(guò)合理設(shè)計(jì)偏置持續(xù)時(shí)間,可使得偏置比例導(dǎo)引律在落角精度、制導(dǎo)精度與最大需用過(guò)載這些關(guān)鍵的制導(dǎo)性能方面接近于彈道成型制導(dǎo)律。同時(shí),其相對(duì)于彈道成型制導(dǎo)律的最大優(yōu)勢(shì)在于偏置比例導(dǎo)引律無(wú)需剩余飛行時(shí)間信息,更適用于打擊地面運(yùn)動(dòng)裝甲目標(biāo)的紅外成像制導(dǎo)彈藥。

    [1]XuLJ,ChenHX.Improvementofinfraredhorizondetectorusingtwo-dimensionalinfraredtemperaturedistributionmodel[C]∥Proc.of the AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, 2015: 335-347.

    [2]MainiAK,VermaAL,AgrawalV.Targetsimulatorforserviceabilitycheckofinfrared-guidedmissiles[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 2011, 48(1): 175-181.

    [3]SonawaneHR,MahulikarSP.Effectofmissileturnrateonaircraftsusceptibilitytoinfrared-guidedmissile[J].Journal of Aircraft, 2013, 50(2): 663-667.

    [4]RatnooA,GhoseD.Impactangleconstrainedguidanceagainstnonstationarynonmaneuveringtargets[J].Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2010, 33(1):269-275.

    [5]LinDF,QiZK,XiaQL.Designandidentificationonparametersofproportationnavigationguidancelawwithgravityovercompensation[J].Journal of System Simulation, 2006, 18(10):2753-2756.(林德福,祁載康,夏群力. 帶過(guò)重力補(bǔ)償?shù)谋壤龑?dǎo)引制導(dǎo)律參數(shù)辨識(shí)與設(shè)計(jì)[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2006,18(10):2753-2756.)

    [6]KimM,GriderKV.Terminalguidanceforimpactattitudeangleconstrainedflighttrajectories[J].IEEE Trans. on Aerospace and Electronic Systems, 1973, 9(6): 852-859.

    [7]ChoHQ,RyooCK,TsourdosA,etal.Optimalimpactanglecontrolguidancelawbasedonlinearizationaboutcollisiontriangle[J].Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2014, 37(3): 958-964.

    [8]LeeCH,KimTH,TahkMJ,etal.Polynomialguidancelawsconsideringterminalimpactangleandaccelerationconstraints[J].IEEE Trans.on Aerospace and Electronic Systems, 2013, 49(1): 74-92.

    [9]ParkBG,KimTH,TahkMJ.Optimalimpactanglecontrolguidancelawconsideringtheseeker’sfield-of-viewlimits[J].Journal of Aerospace Engineering, 2013, 227(8): 1347-1364.

    [10]PaulZ. Tactical and strategic missile guidance[M]. 6thed.Lexington:ProgressinAstronauticsandAeronautics, 2012: 569-601.

    [11]RatnooA,HayounS,GranotA,etal.Pathfollowingusingtrajectoryshapingguidance[C]∥Proc.of the AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, 2013: 5233-5255.

    [12]WangH,LinDF,WangJ,etal.Analysisandapplicationstudyontheextendedtrajectoryshapingguidancelaw[J].Acta Armamentarii, 2013, 34(7): 801-809. (王輝,林德福,王江,等. 擴(kuò)展彈道成型末制導(dǎo)律特性分析與應(yīng)用研究[J].兵工學(xué)報(bào), 2013, 34(7): 801-809.)

    [13]WangH,LinDF,CuiXX.Extendedtrajectoryshapingguidancelaws[J].Transactions of Beijing Institute of Technology, 2014, 34(6): 597-602. (王輝,林德福,崔曉曦. 一類(lèi)擴(kuò)展彈道成型制導(dǎo)律[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào), 2014, 34(6): 597-602.)

    [14]WangH,WangJ,LinDF,etal.Analyticstudyonextendedtrajectoryshapingguidancesystemwithfirst-orderautopilotdynamics[J].Systems Engineering and Electronics, 2014, 36(3): 509-518.(王輝,王江,林德福,等.考慮一階駕駛儀動(dòng)力學(xué)的擴(kuò)展彈道成型制導(dǎo)系統(tǒng)解析研究[J].系統(tǒng)工程與電子技術(shù),2014,36(3): 509-518.)

    [15]KimBS,LeeJG,HanHS.BiasedPNGlawforimpactwithangularconstraint[J].IEEE Trans. on Aerospace and Electronic Systems, 1998, 34(1): 277-288.

    [16]LeeCH,KimTH,TahkMJ.BiasedPNGfortargetobservabilityenhancementagainstnonmaneuveringtargets[J].IEEE Trans. on Aerospace and Electronic Systems, 2015, 51(1): 55-72.

    [17]KoraySE.IndirectcontrolofimpactangleagainststationarytargetsusingbiasedPPN[C]∥Proc.of the AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, 2010: 8148-8154.

    [18]KoraySE,OsmanM.Indirectimpactanglecontrolagainststationarytargetsusingbiasedpreproportionalnavigation[J].Journal of Guidance, Control and Dynamics, 2012, 35(2): 700-703.

    [19]KoraySE.Controlofimpactangleusingbiasedproportionalnavigation[C]∥Proc.of the AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, 2013: 5113-5127.

    [20]TekinR,KoraySE.Switched-gainguidanceforimpactanglecontrolunderphysicalconstraints[J].Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2015,38(2):205-216.

    Biased proportional navigation applicable for infrared guidance munitions

    WANG Guang-shuai1, LIN De-fu1, FAN Shi-peng2, ZANG Lu-yao1

    (1. School of Aerospace Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China;2.BeijingAerospaceAutomaticControlInstitute,Beijing100854,China)

    Considering trajectory shaping guidance is unavailable for the constraint of the impact angle of infrared guidance munitions which could not supply time-to-go information, a kind of biased proportional navigation guidance, without time-to-go for its input, is proposed. Based on the established munitions-target relative motion model and collision triangle, the relationship between the desired impact angle and the demand bias integral quantity is derived. Then, the differential equation of engagement kinematics is solved and the stable region is obtained. The influence of some relevant factor on guidance performance of the proposed guidance is studied. The biased proportional guidance performance is also compared with that of the trajectory shaping guidance. Simulation results show that the biased proportional navigation is competitive with the trajectory shaping guidance in the key performance indexes, such as impact angle control precision, guidance and control precision and the maximum demand acceleration and that it could be used for the constraint of impact angle of infrared guided munitions.

    trajectory shaping guidance; infrared guidance munitions; biased proportional navigation; constraint of impact angle

    2015-07-30;

    2015-12-15;網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版日期:2016-06-02。

    國(guó)家自然科學(xué)基金(61172182)資助課題

    TJ 765.2

    A

    10.3969/j.issn.1001-506X.2016.10.18

    王廣帥(1987-),男,博士研究生,主要研究方向?yàn)轱w行器制導(dǎo)與控制。

    E-mail:wangguangshuai88@sina.com林德福(1971-),男,教授,博士,主要研究方向?yàn)轱w行器制導(dǎo)與控制。

    E-mail:lindf@bit.edu.cn范世鵬(1986-),男,博士,主要研究方向?yàn)轱w行器制導(dǎo)與控制。

    E-mail:fspzxm@sina.com臧路堯(1987-),男,博士研究生,主要研究方向?yàn)轱w行器制導(dǎo)與控制。

    E-mail:luyao_jizi@126.com

    網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版地址:http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.TN.20160602.1526.004.html

    猜你喜歡
    落角彈目彈體
    基于彈目交會(huì)過(guò)程仿真的近距空空導(dǎo)彈脫靶量分析?
    尾錐角對(duì)彈體斜侵徹過(guò)程中姿態(tài)的影響研究
    橢圓截面彈體斜侵徹金屬靶體彈道研究*
    爆炸與沖擊(2022年2期)2022-03-17 07:28:44
    基于落角約束的偏置比例導(dǎo)引律的研究*
    STOPAQ粘彈體技術(shù)在管道施工中的應(yīng)用
    上海煤氣(2018年6期)2018-03-07 01:03:22
    重力和風(fēng)對(duì)三維多約束末制導(dǎo)性能的影響分析
    航空兵器(2018年6期)2018-02-26 13:14:52
    基于粗糙集和加權(quán)TOPSIS法的彈目匹配模型
    多約束條件下反演滑模制導(dǎo)律設(shè)計(jì)*
    帶落角約束的空地導(dǎo)彈滑模末制導(dǎo)律研究*
    彈目相對(duì)速度對(duì)防空導(dǎo)彈引戰(zhàn)配合的影響
    国产中年淑女户外野战色| 日本免费在线观看一区| 一级av片app| 国产精品久久久久成人av| 嫩草影院新地址| 99热国产这里只有精品6| 1000部很黄的大片| 久久婷婷青草| 国产成人精品一,二区| av在线app专区| 亚洲美女搞黄在线观看| 蜜桃亚洲精品一区二区三区| 免费在线观看成人毛片| 91精品国产国语对白视频| 一本色道久久久久久精品综合| 高清午夜精品一区二区三区| 久久久久久久久久久丰满| 日韩免费高清中文字幕av| 91精品国产国语对白视频| 久久综合国产亚洲精品| 国产精品欧美亚洲77777| 国产一区二区在线观看日韩| 2022亚洲国产成人精品| 国产女主播在线喷水免费视频网站| 免费看光身美女| 99热这里只有是精品50| 老熟女久久久| 免费看av在线观看网站| 麻豆精品久久久久久蜜桃| 亚洲精品国产av成人精品| 男女国产视频网站| 草草在线视频免费看| 男女边摸边吃奶| 三级经典国产精品| 人人妻人人看人人澡| 精品人妻一区二区三区麻豆| 国产精品99久久99久久久不卡 | 亚洲国产高清在线一区二区三| 成人午夜精彩视频在线观看| 在线亚洲精品国产二区图片欧美 | 国产在线视频一区二区| 一个人免费看片子| 美女高潮的动态| 男人爽女人下面视频在线观看| 欧美zozozo另类| 日韩av免费高清视频| av国产免费在线观看| 精品人妻偷拍中文字幕| 国产熟女欧美一区二区| 国产成人freesex在线| 亚洲精华国产精华液的使用体验| 国产在线一区二区三区精| 亚洲av在线观看美女高潮| av线在线观看网站| 欧美成人午夜免费资源| 久久精品国产亚洲av天美| 亚洲精品一区蜜桃| 乱码一卡2卡4卡精品| av黄色大香蕉| 免费黄频网站在线观看国产| 免费黄频网站在线观看国产| 一级爰片在线观看| 欧美一级a爱片免费观看看| 亚洲不卡免费看| 久久久色成人| 日韩强制内射视频| 中文精品一卡2卡3卡4更新| 久久精品久久久久久噜噜老黄| 2022亚洲国产成人精品| 欧美日韩视频精品一区| 亚洲激情五月婷婷啪啪| 国内少妇人妻偷人精品xxx网站| 熟女电影av网| 人妻夜夜爽99麻豆av| av网站免费在线观看视频| 国产免费福利视频在线观看| 伦理电影大哥的女人| 国产女主播在线喷水免费视频网站| 亚洲精品,欧美精品| 我的老师免费观看完整版| 你懂的网址亚洲精品在线观看| 网址你懂的国产日韩在线| 七月丁香在线播放| 免费观看在线日韩| 老师上课跳d突然被开到最大视频| 三级国产精品片| 亚洲精品一区蜜桃| 九九爱精品视频在线观看| 国产精品伦人一区二区| 青春草国产在线视频| 99久久精品国产国产毛片| 美女福利国产在线 | 天堂8中文在线网| 我要看日韩黄色一级片| 夫妻午夜视频| 亚洲精品久久午夜乱码| 激情 狠狠 欧美| 一级毛片电影观看| 久久久精品94久久精品| 2018国产大陆天天弄谢| 国产亚洲91精品色在线| 欧美日韩视频高清一区二区三区二| 亚洲婷婷狠狠爱综合网| 好男人视频免费观看在线| 99热国产这里只有精品6| 一本色道久久久久久精品综合| 一二三四中文在线观看免费高清| 成人二区视频| 久久婷婷青草| 色网站视频免费| 久久精品国产自在天天线| 国产精品爽爽va在线观看网站| 国产片特级美女逼逼视频| 夜夜爽夜夜爽视频| 日韩欧美 国产精品| 大片电影免费在线观看免费| 丰满少妇做爰视频| 国产69精品久久久久777片| 赤兔流量卡办理| 天天躁夜夜躁狠狠久久av| 国产国拍精品亚洲av在线观看| 18禁在线无遮挡免费观看视频| a级毛色黄片| 精品一区二区三卡| 日本av手机在线免费观看| 我的女老师完整版在线观看| 亚洲av.av天堂| 国产精品人妻久久久影院| 国产成人免费观看mmmm| 色婷婷av一区二区三区视频| 亚洲怡红院男人天堂| 26uuu在线亚洲综合色| 婷婷色综合大香蕉| 日韩中字成人| 国产亚洲欧美精品永久| 亚洲精品国产色婷婷电影| 日本爱情动作片www.在线观看| 美女内射精品一级片tv| 麻豆乱淫一区二区| 啦啦啦啦在线视频资源| 久久久久久久大尺度免费视频| 99久久人妻综合| 国产免费又黄又爽又色| 美女中出高潮动态图| 91精品一卡2卡3卡4卡| 色综合色国产| 久久久亚洲精品成人影院| 国产精品无大码| 夫妻性生交免费视频一级片| 亚洲av中文av极速乱| 一级片'在线观看视频| 97热精品久久久久久| 人妻系列 视频| 高清视频免费观看一区二区| 在线看a的网站| 亚洲av福利一区| 国产在视频线精品| 亚洲第一av免费看| 日本-黄色视频高清免费观看| 最近最新中文字幕免费大全7| 一二三四中文在线观看免费高清| 亚洲成人一二三区av| 人妻制服诱惑在线中文字幕| 日产精品乱码卡一卡2卡三| av又黄又爽大尺度在线免费看| 国产成人免费无遮挡视频| videossex国产| 久久久久精品久久久久真实原创| 久久人人爽人人爽人人片va| 国产精品精品国产色婷婷| 成人漫画全彩无遮挡| 一区二区三区四区激情视频| 亚洲成人手机| 精品一区二区三区视频在线| 精品99又大又爽又粗少妇毛片| 在线观看人妻少妇| 日韩视频在线欧美| 99精国产麻豆久久婷婷| 日韩中字成人| 免费不卡的大黄色大毛片视频在线观看| 中文天堂在线官网| 亚洲天堂av无毛| 亚洲精品久久午夜乱码| 国产一级毛片在线| 免费看不卡的av| 永久网站在线| 国产黄色免费在线视频| 18禁裸乳无遮挡免费网站照片| 亚洲精品国产av成人精品| 国产一级毛片在线| 午夜免费观看性视频| 国产精品一区二区在线观看99| 美女主播在线视频| 欧美少妇被猛烈插入视频| 大香蕉97超碰在线| 纯流量卡能插随身wifi吗| 日本欧美视频一区| 欧美高清成人免费视频www| 亚洲电影在线观看av| 亚洲欧美精品专区久久| av免费在线看不卡| 国产精品免费大片| 国产成人免费无遮挡视频| 国产美女午夜福利| 蜜桃亚洲精品一区二区三区| 亚洲av在线观看美女高潮| 亚洲av中文字字幕乱码综合| av福利片在线观看| 少妇被粗大猛烈的视频| 自拍欧美九色日韩亚洲蝌蚪91 | 人体艺术视频欧美日本| 男的添女的下面高潮视频| 中文字幕av成人在线电影| 久久久久久久久大av| 天堂8中文在线网| 中文乱码字字幕精品一区二区三区| 美女视频免费永久观看网站| 久久精品熟女亚洲av麻豆精品| 久久鲁丝午夜福利片| 天堂中文最新版在线下载| 国产真实伦视频高清在线观看| 美女国产视频在线观看| 嫩草影院新地址| 国产黄色视频一区二区在线观看| 蜜桃久久精品国产亚洲av| 国产午夜精品一二区理论片| 亚洲av日韩在线播放| xxx大片免费视频| av女优亚洲男人天堂| 精品亚洲乱码少妇综合久久| 免费大片黄手机在线观看| 在线观看免费日韩欧美大片 | 免费黄色在线免费观看| 国产亚洲av片在线观看秒播厂| 色网站视频免费| www.色视频.com| 免费观看的影片在线观看| 直男gayav资源| 欧美激情极品国产一区二区三区 | 爱豆传媒免费全集在线观看| 亚洲国产色片| 欧美变态另类bdsm刘玥| 亚洲精品久久久久久婷婷小说| 高清av免费在线| 丰满乱子伦码专区| 简卡轻食公司| 日韩电影二区| 午夜福利网站1000一区二区三区| 成年女人在线观看亚洲视频| 国产成人一区二区在线| 99热国产这里只有精品6| 亚洲aⅴ乱码一区二区在线播放| 纯流量卡能插随身wifi吗| 免费观看av网站的网址| 亚洲av.av天堂| 大香蕉97超碰在线| 日韩成人伦理影院| 观看av在线不卡| 春色校园在线视频观看| 80岁老熟妇乱子伦牲交| 中文天堂在线官网| 成人漫画全彩无遮挡| 亚洲人成网站在线播| 国产白丝娇喘喷水9色精品| 亚洲自偷自拍三级| 国产黄色视频一区二区在线观看| 91精品一卡2卡3卡4卡| 欧美日韩视频精品一区| 免费观看性生交大片5| 亚洲精品国产av蜜桃| 高清午夜精品一区二区三区| 亚洲内射少妇av| 麻豆精品久久久久久蜜桃| 人体艺术视频欧美日本| 六月丁香七月| 少妇高潮的动态图| av在线播放精品| 97超碰精品成人国产| 亚洲精品乱久久久久久| 中文在线观看免费www的网站| 国产一区二区三区av在线| 乱系列少妇在线播放| 人体艺术视频欧美日本| 国模一区二区三区四区视频| 亚洲色图av天堂| 美女xxoo啪啪120秒动态图| 男人添女人高潮全过程视频| 亚洲一级一片aⅴ在线观看| 国产91av在线免费观看| 久久精品国产自在天天线| 麻豆乱淫一区二区| 91午夜精品亚洲一区二区三区| 免费观看的影片在线观看| 成人免费观看视频高清| 久久97久久精品| 午夜免费男女啪啪视频观看| 少妇的逼好多水| 国产亚洲av片在线观看秒播厂| 欧美bdsm另类| 18禁动态无遮挡网站| 欧美亚洲 丝袜 人妻 在线| 亚洲国产色片| 国产高潮美女av| 免费观看的影片在线观看| 欧美激情极品国产一区二区三区 | 国产精品久久久久久精品电影小说 | 亚洲av成人精品一区久久| 免费播放大片免费观看视频在线观看| 秋霞伦理黄片| 汤姆久久久久久久影院中文字幕| 99热6这里只有精品| 日本黄大片高清| 国产高清有码在线观看视频| 99热这里只有是精品50| 亚洲精品久久久久久婷婷小说| 欧美zozozo另类| 国产亚洲av片在线观看秒播厂| 欧美精品人与动牲交sv欧美| 综合色丁香网| 久久久久久久久久久丰满| 高清黄色对白视频在线免费看 | 91在线精品国自产拍蜜月| 国产大屁股一区二区在线视频| 久久热精品热| 嫩草影院新地址| 熟女av电影| 欧美国产精品一级二级三级 | 国产高潮美女av| 免费观看的影片在线观看| 黄色日韩在线| 大片免费播放器 马上看| 黄色配什么色好看| 高清不卡的av网站| 国产精品不卡视频一区二区| 国产精品精品国产色婷婷| 久久久欧美国产精品| 色哟哟·www| 在线观看一区二区三区激情| 自拍欧美九色日韩亚洲蝌蚪91 | 在线看a的网站| 美女cb高潮喷水在线观看| av天堂中文字幕网| 国产免费一区二区三区四区乱码| 大陆偷拍与自拍| 18禁在线无遮挡免费观看视频| 精品酒店卫生间| 国产高清有码在线观看视频| 性高湖久久久久久久久免费观看| 美女福利国产在线 | 深爱激情五月婷婷| 久久av网站| 青春草亚洲视频在线观看| 人人妻人人看人人澡| 国国产精品蜜臀av免费| 人人妻人人看人人澡| 国产成人免费观看mmmm| 女的被弄到高潮叫床怎么办| 大话2 男鬼变身卡| 国产高清有码在线观看视频| 水蜜桃什么品种好| 蜜桃在线观看..| 丰满人妻一区二区三区视频av| 国产69精品久久久久777片| 一级毛片黄色毛片免费观看视频| 国产亚洲最大av| 美女视频免费永久观看网站| 99精国产麻豆久久婷婷| 噜噜噜噜噜久久久久久91| 日日啪夜夜爽| 久久国产乱子免费精品| 亚洲精品日本国产第一区| 国产精品人妻久久久久久| 亚洲综合色惰| 啦啦啦啦在线视频资源| 1000部很黄的大片| 免费观看无遮挡的男女| 丝袜喷水一区| 国产一区二区三区av在线| 亚洲婷婷狠狠爱综合网| h视频一区二区三区| 中文欧美无线码| 最后的刺客免费高清国语| 在线观看免费视频网站a站| 亚洲欧美日韩无卡精品| 欧美zozozo另类| 国产高清三级在线| 黄片无遮挡物在线观看| 18禁裸乳无遮挡免费网站照片| h视频一区二区三区| 国产一区二区三区av在线| 我要看黄色一级片免费的| 日韩一区二区视频免费看| 国产黄频视频在线观看| 高清不卡的av网站| 亚洲av中文字字幕乱码综合| 黄片wwwwww| 毛片女人毛片| 国产精品不卡视频一区二区| 国产一区二区在线观看日韩| 亚洲国产色片| av天堂中文字幕网| 搡老乐熟女国产| 国产乱人偷精品视频| freevideosex欧美| 在线观看免费高清a一片| 少妇精品久久久久久久| 亚洲av欧美aⅴ国产| 欧美日韩视频高清一区二区三区二| 亚洲人成网站在线播| 天堂中文最新版在线下载| 成人特级av手机在线观看| 中文字幕免费在线视频6| 国产av码专区亚洲av| 久久人人爽人人爽人人片va| 久久久久性生活片| 黄色一级大片看看| 各种免费的搞黄视频| 久久久久国产精品人妻一区二区| 国产成人一区二区在线| 少妇人妻 视频| a 毛片基地| 伦理电影大哥的女人| 又粗又硬又长又爽又黄的视频| 国产精品国产三级国产专区5o| 亚洲国产日韩一区二区| 日韩大片免费观看网站| 人妻少妇偷人精品九色| 尾随美女入室| 菩萨蛮人人尽说江南好唐韦庄| 国产片特级美女逼逼视频| 国产探花极品一区二区| 多毛熟女@视频| 99热这里只有精品一区| 亚洲精品久久久久久婷婷小说| 久久国内精品自在自线图片| 亚洲最大成人中文| 亚洲欧洲日产国产| 国产在线一区二区三区精| 久久99蜜桃精品久久| 一本一本综合久久| 不卡视频在线观看欧美| 国产视频首页在线观看| 亚洲美女搞黄在线观看| 亚洲精品久久久久久婷婷小说| 亚洲四区av| 亚洲色图av天堂| 日韩强制内射视频| 涩涩av久久男人的天堂| 中文欧美无线码| 日韩 亚洲 欧美在线| 女人久久www免费人成看片| 国产精品欧美亚洲77777| 成年av动漫网址| 蜜臀久久99精品久久宅男| 好男人视频免费观看在线| 麻豆成人av视频| 中文精品一卡2卡3卡4更新| 午夜精品国产一区二区电影| 国产女主播在线喷水免费视频网站| 久久99热这里只频精品6学生| 久久久精品免费免费高清| 亚洲av.av天堂| 性色av一级| 久久女婷五月综合色啪小说| 久久人人爽av亚洲精品天堂 | 国产男人的电影天堂91| 久久久久性生活片| av网站免费在线观看视频| 成年av动漫网址| 在线观看美女被高潮喷水网站| 一级黄片播放器| 精品酒店卫生间| 国产男女内射视频| 久久久久久久久久久丰满| 国产爱豆传媒在线观看| 综合色丁香网| 成年女人在线观看亚洲视频| 亚洲美女视频黄频| 亚洲精品成人av观看孕妇| 国产有黄有色有爽视频| 天堂8中文在线网| 99热这里只有是精品50| 精品人妻视频免费看| 亚洲av免费高清在线观看| 看十八女毛片水多多多| 啦啦啦中文免费视频观看日本| 欧美高清成人免费视频www| 亚洲精品乱久久久久久| 精品亚洲乱码少妇综合久久| 午夜日本视频在线| 国模一区二区三区四区视频| 99久久精品一区二区三区| 日本wwww免费看| 欧美xxxx性猛交bbbb| 久久久久久久久久久免费av| 国产亚洲最大av| 精品亚洲成a人片在线观看 | 久久6这里有精品| 小蜜桃在线观看免费完整版高清| 黄片wwwwww| 99久国产av精品国产电影| 欧美+日韩+精品| 啦啦啦在线观看免费高清www| 欧美日韩亚洲高清精品| 91久久精品电影网| av卡一久久| 国产毛片在线视频| 啦啦啦在线观看免费高清www| 国产91av在线免费观看| 亚洲精品自拍成人| 我要看黄色一级片免费的| 免费大片黄手机在线观看| av一本久久久久| tube8黄色片| 欧美日韩视频精品一区| 免费黄色在线免费观看| 欧美区成人在线视频| 久久青草综合色| 人人妻人人看人人澡| xxx大片免费视频| 亚洲av在线观看美女高潮| 欧美精品一区二区免费开放| 国产黄色视频一区二区在线观看| 亚洲电影在线观看av| 高清不卡的av网站| 另类亚洲欧美激情| 菩萨蛮人人尽说江南好唐韦庄| 狂野欧美激情性bbbbbb| 小蜜桃在线观看免费完整版高清| 国产一区二区三区av在线| 最后的刺客免费高清国语| 亚洲,欧美,日韩| 国产精品欧美亚洲77777| 亚洲图色成人| 国产极品天堂在线| 热99国产精品久久久久久7| 欧美+日韩+精品| 精品久久国产蜜桃| 又爽又黄a免费视频| av播播在线观看一区| 丝袜脚勾引网站| 欧美最新免费一区二区三区| 我要看日韩黄色一级片| 秋霞伦理黄片| 97超视频在线观看视频| 亚洲av不卡在线观看| 亚洲激情五月婷婷啪啪| 最后的刺客免费高清国语| 国产又色又爽无遮挡免| 97超视频在线观看视频| 成年免费大片在线观看| 我的老师免费观看完整版| 天天躁日日操中文字幕| 亚洲在久久综合| 色哟哟·www| 久久久久久人妻| 亚洲av中文av极速乱| 久久久久网色| 欧美日韩综合久久久久久| 少妇裸体淫交视频免费看高清| 成人午夜精彩视频在线观看| 亚洲国产精品专区欧美| 亚洲国产成人一精品久久久| 午夜日本视频在线| av女优亚洲男人天堂| 九九在线视频观看精品| 一区二区三区四区激情视频| 久久亚洲国产成人精品v| 国产亚洲91精品色在线| 老师上课跳d突然被开到最大视频| 3wmmmm亚洲av在线观看| 韩国av在线不卡| 天天躁夜夜躁狠狠久久av| 最后的刺客免费高清国语| 亚洲中文av在线| 人人妻人人添人人爽欧美一区卜 | 男人添女人高潮全过程视频| 精品国产三级普通话版| 狂野欧美白嫩少妇大欣赏| 成年美女黄网站色视频大全免费 | 亚洲欧美中文字幕日韩二区| 99视频精品全部免费 在线| 偷拍熟女少妇极品色| av在线老鸭窝| 免费播放大片免费观看视频在线观看| 免费在线观看成人毛片| 亚洲av欧美aⅴ国产| 亚洲欧美清纯卡通| 九九在线视频观看精品| 午夜老司机福利剧场| 最近中文字幕2019免费版| 亚洲成人手机| 久久久久久久久久人人人人人人| videossex国产| 亚洲国产高清在线一区二区三| 日本欧美国产在线视频| 亚洲av日韩在线播放| 久久久久精品性色| 22中文网久久字幕| 国产成人aa在线观看| 亚洲欧美一区二区三区黑人 | 亚洲av日韩在线播放| 男人爽女人下面视频在线观看| 日韩不卡一区二区三区视频在线| 国产精品一区www在线观看| av在线蜜桃| 97精品久久久久久久久久精品| 91aial.com中文字幕在线观看| 麻豆乱淫一区二区| 黑丝袜美女国产一区| 成人无遮挡网站| 午夜福利在线观看免费完整高清在| 久久国产亚洲av麻豆专区| 亚洲av中文字字幕乱码综合| 国产亚洲最大av|