基于滑模变结构的多功能火箭弹末制导律

多功能火箭弹进行二维弹道末端修正时,同时需满足落点多角度约束,采用优化比例导引律存在导引精度低、指令过载大、稳定性差等缺陷。提出了一种基于滑模变结构的多功能火箭弹末制导律,能够满足小脱靶量,预定落角和水平入射角多约束条件。推导了制导律计算公式,给出了稳定性证明。最后通过数学仿真,比较比例制导和基于滑模变结构的末制导律性能差异,证明了提出方法的有效性。     

末制导段比例导引法的改进

为了消除比例导引法末制导段的各种干扰因素,抑制法向过载的跳动,基于广义卡尔曼滤波多步估计理论,提出了将拦截导弹直接向瞬时遭遇点导引的末制导导引方法,并进行了计算机仿真.仿真结果表明,该方法可以明显消除或减小末制导段比例导引律的各种干扰因素,抑制法向过载的跳动,改善末制导的弹道特性,减小脱靶量,缩短拦截时间.     

一种复合制导的中末交班策略研究

针对复合制导中的中末制导交班问题,设计了一种可同时实现导引头和弹道交班的方案.中制导应用变结构控制理论设计了一种中制导律使导引头在中制导结束时指向目标;交接导引段实现比例系数的过渡,从而保证了弹道的平滑过渡.仿真结果证明了该方案能够适用于远距离制导的复合制导.     

基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法

为量化无动力滑翔飞行器末制导初始参数不确定性的综合影响,提升飞行器落点精度,提出基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法。面向飞行器末端高动态打击需求,采用落角约束下的滑模变结构导引律进行实时弹道成型,进而考虑末制导初始参数的不确定性。以落点有效毁伤半径概率和落点圆概率偏差为多优化目标,建立基于不确定性的末制导初始参数及制导律参数优化模型。针对这一不确定性优化模型,研究利用高效全局优化和蒙特卡洛方法,给出末制导初始参数及制导律参数的最优设计方案。仿真结果表明:该方法能显著提升落点精度,为方案设计阶段飞行器末制导交接点的选取提供决策支持。     

一种新的非线性末制导律设计

基于拦截机动目标的末制导问题,提出了一种新的具有鲁棒性的非线性末制导律。基于二维平面内弹目相对运动学关系,将目标机动作为有界干扰量,建立了描述弹目相对运动的数学模型。引入一阶弹体动态特性,借助于零化弹目视线角速率的思想,采用Nussbaum-type增益技术,设计一种非线性鲁棒末制导律,同时利用Lyapunov稳定性理论证明了在该制导律作用下末制导系统的稳定性。最后通过与比例导引律进行对比,数字仿真验证了所设计的非线性制导律的有效性,具有很强的鲁棒性和适应性。     

攻击主动防御飞行器的微分对策制导律

基于微分对策理论设计了躲避护卫弹的同时攻击飞行器的制导律。根据传统的性能指标推导了该场景的微分对策制导律,并且根据权重系数的取值定义了三种制导律:最优追赶制导律、逃脱-追赶制导律和复合制导律。最优追赶制导律容易被护卫弹拦截,逃脱-追赶制导律容易造成导弹和飞行器的零控脱靶量急剧增大而使得攻击失败,复合制导律很难选择合适的权重系数。针对以上不足,提出了两种改进的制导律,并对该两种制导律的适用情况进行了分析。通过非线性模型仿真,验证了这两种方法的可行性。该两种制导律目的性强,攻击导弹可以躲避护卫弹进而攻击飞行器。     

主被动雷达协同跟踪制导方法研究

针对导弹主被动雷达协同跟踪制导问题,采取了复合制导的方法,把2种不同制导律复合作为导弹主被动雷达协同跟踪的导引法,并把卡尔曼滤波器估计应用到有目标机动时导弹的末制导。用Matlab进行仿真,对导弹的机动性,弹目遭遇时间进行研究,最后仿真分析表明了复合制导方法的优越性。     

考虑落角约束与驾驶仪特性的自适应径向基空间末制导律

为使舰炮制导炮弹在打击近岸机动目标的末制导段满足落角约束,考虑驾驶仪动态特性,基于自适应径向基逼近网络与动态面提出一种空间末制导律。构建弹目相对运动模型,通过带改进微分跟踪器的扩张状态观测器估计目标加速度。为零化视线角跟踪误差与角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端滑模,运用自适应径向基逼近网络削弱控制指令抖振。通过Lyapunov第二法证明了系统的视线角跟踪误差与视线角速率均最终一致有界。仿真实验表明:该末制导律使制导炮弹在空间中打击不同机动形式的近岸目标时,具备良好的末制导性能。     

变幂次趋近律的滑模制导在防空反导中的应用

为解决导弹在防空反导末制导段攻击机动目标时运用滑模制导方法出现的抖振问题,提出了一种基于变幂次趋近律的滑模制导律.将目标机动视为干扰,通过设计滑模观测器能精确地观测出干扰,将其补偿到制导指令中,改善了导弹的制导效果.将采用改进的变幂次趋近律提高系统的滑模动态的收敛速度,提高其稳定精度.通过与指数趋近律方法相比,该导引律在攻击机动目标的过程中,弹目视线角速率及视线角误差收敛于0的速度更快,并有效地削弱了抖振问题,在加入外部干扰后仍可维持高精度,使导弹的制导性能保持更优的状态.     

考虑落角约束与驾驶仪特性的自适应RBF空间末制导律

为使大口径舰炮制导炮弹在打击近岸机动目标的末制导段满足落角约束,现考虑自动驾驶仪动态特性,基于自适应RBF逼近网络与动态面滑模提出一种空间末制导律。构建空间弹目相对运动模型,通过带改进微分跟踪器的扩张状态观测器估计目标加速度。为零化视线角跟踪误差与视线角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端滑模动态面,并运用自适应RBF逼近网络削弱控制指令抖振。通过Lyapunov第二法证明了全系统中视线角跟踪误差与视线角速率均最终一致有界。仿真实验表明：该末制导律使制导炮弹在空间中打击具有不同机动形式的近岸目标时,均具备良好的末制导性能。     

基于李亚普诺夫最优反馈控制的中制导

基于李亚普诺夫最优反馈控制的2种实现方法,即时间最速下降法与空间最速下降法,提出了一种混合策略。应用于导弹中制导,获得了满意的结果,可以极大地缩短中制导飞行时间并大幅度地提高中制导末端速度。仿真结果表明,该方法有一定的工程应用参考价值。     

基于复合制导的简易航弹制导控制系统设计

针对简易航弹原有方案弹道导引方法的不足,提出一种新的复合制导总体方案,设计了基于虚拟导引的制导控制系统。首先比较了复合制导控制与原有方案弹道方法,随后设计了基于扩张状态观测器的鲁棒制导律,并进一步利用参数空间法设计俯仰回路的飞行控制律,最后进行了制导控制系统六自由度数字仿真。理论分析与仿真研究表明了设计的合理性及复合制导的优越性。     

基于惯导和雷达导引头的再入复合末制导方法研究

对基于惯导系统和雷达导引头的再入复合末制导方法进行了探讨研究。提出了通过利用雷达导引头测量信息 ,估计并修正惯导系统给出的战术弹道导弹再入飞行状态参数偏差 ,然后按其具有终端位置和角度约束的制导律实时进行导引控制的再入复合末制导方法。并通过数学仿真分析验证了方法的可行性。     

一种多约束条件下高超声速导弹对地攻击的三维最优变结构制导律

针对高超声速空地导弹多约束高精度末制导的基本需求,在三维解耦的俯仰平面和转弯平面上分别设计制导律。在综合考虑脱靶量、落角、入射角等多种约束条件后,运用最优控制构造的最优制导律设计了一种三维最优变结构制导律,接着利用梯度自适应下降法和T-S模型改进了速度约束控制。最后通过典型弹道的结果显示该制导律能够满足多约束高精度制导的需要,具有良好的弹道性能。     

基于双模预测的大气层内拦截弹中制导律研究

大气层内目标拦截弹的中制导过程除了要满足中末制导交班要求,还要满足多种控制和轨迹约束。针对该问题,首先建立基于虚拟目标的次最优常系数中制导律,再结合双模预测控制思想,提出一种新的双模预测中制导律,并通过模型变换和牛顿-辛普森算法的采用,简化在线计算量。所设计的预测导引律不仅能够显式处理状态和输入约束,还能在常系数次优化导引律的基础上进一步优化性能指标。仿真结果证实了该方法的有效性。     

一种新的有限时间收敛的末制导律设计

针对机动目标的三维拦截问题,提出了一种基于有限时间收敛的新型末制导律设计方法。首先针对三维弹目相对运动学模型,提出了末制导律设计的基本设计原则和要求。其次,提出了一种新的非线性积分型Terminal滑模面,避免了传统Terminal滑模的奇异问题。并针对弹目相对学模型,设计一种具有鲁棒性的积分型Terminal滑模制导律,同时基于李亚普诺夫稳定性理论严格证明了在该制导律作用下,不仅可以达到零化弹目视线角速率的要求,而且也保证了末制导系统在有限时间的稳定性。最后通过对目标机动的拦截仿真,与比例导引律相比,不仅具有更高制导精度,而且也实现了制导系统有限时间的稳定。     

对剩余飞行时间估计误差不敏感的末制导改进方法

首先对传统的比例导引控制系统进行了分析,分析结果表明,传统的比例导引方法对导弹剩余飞行时间的估计依赖性强,剩余飞行时间估计误差将大大降低制导性能,甚至造成导弹脱靶.为了解决这一问题,提出了一种降低敏感度制导律,建立了该改进制导律的数学模型并进行了仿真,仿真结果表明,该制导律对剩余飞行时间误差敏感度低,并能够提高制导性能...     

基于优化理论的“惯性/卫星”制导炸弹纵向复合制导律

针对炸弹的弹体特性和"惯性/卫星"制导的特点,提出了中制导与最优末制导相结合的串联复合制导律。中制导通过程序实时解算最优攻角使炸弹升阻比最大以增加炸弹射程,末制导利用最优控制理论以最小的控制能量来保证足够大的弹着角,从而使得制导炸弹射程和杀伤威力都取得满意效果。并以某型"惯性/卫星"制导炸弹为例进行了仿真计算,仿真结果表明该方法有效可行,为"惯性/卫星"制导炸弹制导和控制系统设计提供了参考。     

不同制导律下天线罩误差对导弹性能的影响

以反辐射导弹的制导控制系统设计为应用背景,研究不同制导律下天线罩误差对导弹制导控制系统的影响。建立了比例导引律和速度追踪律下的天线罩误差寄生回路模型和制导回路模型,采用伴随法和无量纲方法,仿真分析了2种制导律下天线罩寄生回路的稳定性以及不同噪声源下的无量纲脱靶量,并进行了对比研究。仿真结果表明,比例导引律对应的寄生回路稳定域要小于速度追踪律;在雷达导引头噪声的作用下,比例导引律下的无量纲脱靶量大于速度追踪律,而在目标机动的情况下,比例导引律的制导精度要优于速度追踪律。     

某制导侵彻航弹复合制导方案设计

首先分析了着靶姿态对钻地弹侵彻的影响,并就某制导侵彻航弹要求弹着角大和射程远的特点,提出了解决方案,设计钻地航弹复合制导方案,即通过方案弹道加末端角约束比例导引律实现对钻地航弹射程和末段着靶姿态的要求。针对方案弹道设计PID控制律,提出了中末段制导方案转换条件,仿真结果表明弹药着地时具有高速且满足末端角度约束。