寻的制导导弹飞行时间递归估计

本文研究计算精确的飞行时间估计问题。在实现为时变速度导弹制定的各种最优制导律时,这是一个重要问题。介绍以非迭代方式修正飞行时间的递归飞行时间计算方法。该递归方法含有显式计算由非零初始航向误差产生的飞行时间误差的一种误差补偿特征。对任何导弹速度剖面,所提出方法的实现是简单而直截了当的。各种数值例子表明所提出的方法对最优制导律以及比例导航和增广比例导航都是有效的。     

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...     

基于过重力补偿比例导引律的末端落角控制

为了保证导弹对目标大角度攻击的效果,设计了一种带有过重力补偿项的比例导引制导律。在二维平面内建立弹-目相对运动数学模型,在传统的比例导引律基础上,增加了过重力补偿项并将其作为补偿指令引入制导回路,从而建立了仿真模型,分析了投放条件和过重力补偿系数对制导系统的影响。仿真结果表明,此制导律可实现近似-90°的末端落角,达到期望的性能要求,证明该方法的正确性和有效性。     

变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律

针对拦截高速机动目标的需求,研究了一种变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律。推导了导弹-目标空间拦截模型,设计了三维滑模制导律;根据有限时间收敛制导律专家的经验,采用模糊自适应控制方法对滑模制导律的非切换项进行逼近,并设计了有限时间收敛模糊控制规则;提出了一种新型变论域伸缩因子,设计了基于新型伸缩因子的变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律。仿真结果表明,所设计的制导律能够使导弹准确命中目标,并能够达到视线角速率有限时间收敛,且与比例制导律相比,具有更高的制导精度和更短的飞行时间。     

基于GPS简易制导火箭弹控制系统设计研究

提出了一种基于GPS简易制导火箭弹的比例导引加重力补偿的控制方法。制导火箭弹利用GPS的实时测量的飞行状态参数,并与目标的运动状态参数进行对比,生成弹目视线角(lineof-sight,LOS)的变化率,随后按照比例导引律进行制导控制。并利用简易惯导系统进行重力补偿,可以实现纯比例导引律的功能,同时可有效增大末端落角,提高作战毁伤效能,具有一定的工程实际意义。     

带扫描装置的末制导导弹控制系统

为增加舰艇摇摆状态下导弹捕获目标的概率,通过对舰空导弹在随机扰动条件下跟踪系统正确瞄准并捕获目标的末制导算法进行阐述,从实现所需要的导弹飞行轨迹出发,提出了自动驾驶仪的控制律,并给出针对快速性的最优制导的飞行轨迹仿真结果.     

大气层外拦截自适应模糊滑模制导律研究

针对大气层外拦截器拦截不确定性机动目标问题设计三维空间末段导引律.将自适应模糊控制与滑模控制相结合,采用自适应模糊系统在线调节滑模控制的切换增益,实现对目标机动的补偿.仿真计算结果表明,提出的自适应模糊滑模制导律制导精度高、鲁棒性强,能够成功实现对目标的拦截,并保证了视线角速率的不发散.     

一种基于过重力补偿的双角度约束制导律研究

为保证被动寻的导弹在较低的平飞弹道情况下实现对坦克目标的最佳毁伤效果,设计了一种提升末端落角的修正比例导引制导律。在传统比例导引的基础上加入过重力补偿的修正项,同时考虑导引头框架角的约束,实现对导引头框架角约束下的大角度攻击。仿真表明,该导引律能在满足导引头框架角约束的条件下以大落角命中坦克目标。     

可实现以期望角度过顶迂回打击的制导律设计

在已有的小型导弹角度约束制导律设计中,对敌方目标打击角度约束范围往往有限。为了扩大角度约束的可行范围,实现对目标的全方位打击,基于双圆弧原理设计了可实现过顶迂回打击的制导律。首先,建立了导弹的末制导段相对运动模型,然后对双圆弧曲线拟合的原理进行了介绍和推导证明,对于两段圆弧的关键参数进行了推导,最后基于该原理设计了一种可从任意角度打击目标的制导律。仿真结果表明,该制导律能够实现的角度约束范围相对偏置比例导引律大幅提升,可以实现对固定目标的过顶迂回打击,控制命中角度能力较强,末端过载的峰值较小,控制能量也远小于BPNG(biased proportional navigation guidance law),命中精度满足要求,具备较好的工程应用价值。     

临近空间防空导弹制导律

基于临近空间防空导弹,在拦截高空高速大机动目标的条件下,对导弹的制导律进行了研究。给出了微分对策制导律的理论知识及其具体算法,通过Simulink工具进行模块化建模,并将制导律模型引入导弹六自由度模型中进行仿真,对比分析导弹飞行轨迹和需用过载,表明微分对策制导律要比常用的比例导引制导律更优。     

基于虚拟飞行仿真的导弹控制系统设计

根据风洞虚拟飞行仿真系统的特点以及试验要求,设计了用于风洞虚拟飞行仿真的模型导弹的俯仰、偏航和滚转通道控制系统。导弹俯仰通道采用了迎角指令控制的三回路闭环控制结构,滚转通道采用了滚转姿态角指令控制的两回路闭环控制结构,而偏航通道采用液压驱动机构来开环控制侧滑角。利用极点配置法设计了俯仰和滚转通道的控制增益。最后通过数字仿真对所设计的控制系统进行了仿真验证。从数字仿真结果可以看出,无论是时域还是频域,所设计的俯仰和滚转通道闭环控制系统均能满足风洞虚拟飞行仿真的要求。     

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。     

具有终端角度约束的H_∞制导律设计

针对导弹对地面运动目标精确攻击时姿态约束的H_∞末制导问题,提出了一种新的具有终端角度约束的制导律.基于二维弹目相对运动学的非线性关系,并将目标机动运动和系统结构摄动作为外部的扰动,建立了垂直平面内弹目相对运动的数学模型.以命中点终端姿态角跟踪误差和控制能量最小为性能指标,同时基于零化弹目视线角速率的思想, 设计得到了非线性H_∞鲁棒制导律.该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性,而非求解HJI偏微分方程,同时也避免了对剩余时间的估计.数字仿真表明这种制导律在不需要任何目标运动信息的情况下,仍然保证终端角度和制导精度的要求,具有很强的鲁棒性和适应性.     

一种连续修正速度方向的导引方法

考虑制导炮弹由身管武器发射，其飞行控制能力和导引信息量有限，基于预测落点位置偏差量来修正速度方向并在控制时间内连续分配导引指令的思想，提出了一种新的三维末制导方法。根据非线性弹道方程组的级数解预测弹丸落点位置，得到落点与目标的偏差，并提出了两种通过此偏差解算当前速度方向修正量的方法。取剩余飞行时间为修正时间，通过将速度方向修正量分配到整个剩余导引段建立了加速度修正公式，以减小导引指令饱和的可能性。通过连续地预测落点和分配加速度指令来实时地导引飞行。仿真结果表明：该导引方法简单可行，精度高，对控制能力要求较低，且具备较好的制导效果和毁伤效果，为该体制制导炮弹的应用提供参考依据。     

Guidance Law Design Under Impact Angle Constraint Based on Nussbaum-type Gain Technique

Aiming at the guidance problem under impact angle constraint for homing missile against ground targets,a new adaptive robust nonlinear terminal guidance law was proposed in this paper.According to nonlinear kinetic relationship between the missile and target in vertical plane,a mathematic model was formulated while the motion of target and the system structure perturbation were regarded as limited disturbances.Based on the ideas of zeroing the rate of line-of-sight(LOS)angle and the impact angular tracking error,a nonlinear control strategy was contrived to obtain adaptive robust guidance law by adopting Nussbaum-type gain technique under a desired impact angle.The stability of guidance system in finite time is strictly proven by using Lyapunov stability theory.Finally,the numerical simulation verifies the effectiveness of the proposed scheme.     

非奇异快速终端滑模及动态面控制的轨迹跟踪制导律

针对飞行器跟踪预设轨迹的问题,提出非奇异快速终端滑模和角度约束的轨迹跟踪制导律。通过引入虚拟目标点,提出参考轨迹曲率半径的期望视线角约束条件,建立带有视线角约束并考虑自动驾驶仪动态特性的轨迹跟踪数学模型。为了保证在有限时间内跟踪预设轨迹并避免出现奇异问题,采用快速非奇异终端滑模和动态面控制方法进行制导律设计。推导出视线角误差和轨迹跟踪误差之间的数学关系,并利用Lyapunov稳定性准则证明轨迹跟踪误差最终有界任意小。与弹道成型轨迹跟踪制导律进行仿真对比,仿真结果表明所提出的制导律具有良好的跟踪性能及鲁棒性。     

Integrated guidance and control of guided projectile with multiple constraints based on fuzzy adaptive and dynamic surface

Based on fuzzy adaptive and dynamic surface (FADS), an integrated guidance and control (IGC) approach was proposed for large caliber naval gun guided projectile, which was robust to target maneuver, canard dynamic characteristics, and multiple constraints, such as impact angle, limited measurement of line of sight (LOS) angle rate and nonlinear saturation of canard deflection. Initially, a strict feedback cascade model of IGC in longitudinal plane was established, and extended state observer (ESO) was designed to estimate LOS angle rate and uncertain disturbances with unknown boundary inside and outside of system, including aerodynamic parameters perturbation, target maneuver and model errors. Secondly, aiming at zeroing LOS angle tracking error and LOS angle rate in finite time, a nonsingular terminal sliding mode (NTSM) was designed with adaptive exponential reaching law. Furthermore, combining with dynamic surface, which prevented the complex differential of virtual control laws, the fuzzy adaptive systems were designed to approximate observation errors of uncertain disturbances and to reduce chatter of control law. Finally, the adaptive Nussbaum gain function was introduced to compensate nonlinear saturation of canard deflection. The LOS angle tracking error and LOS angle rate were convergent in finite time and whole system states were uniform ultimately bounded, rigorously proven by Lyapunov stability theory. Hardware-in-the-loop simulation (HILS) and digital simulation experiments both showed FADS provided guided projectile with good guidance performance while striking targets with different maneuvering forms.     

反舰导弹大空域变轨的三维扩展比例导引律

为了使大空域变轨弹道的理论研究更符合反舰导弹的实际运动状态,建立了反舰导弹追踪虚拟目标的三维空间相对运动模型。同时,为了保证反舰导弹大空域变轨弹道的四段弹道平滑过渡,在导引律设计时同时考虑了脱靶量要求和末端落角要求。应用Lyapunov稳定性理论求解出满足要求的三维扩展比例导引律,对大空域变轨弹道的四段弹道设计了相应的过载控制指令,并进行了仿真研究。仿真结果表明:所提出的三维扩展比例导引律可以使反舰导弹顺利完成大空域飞行任务,而且保证了反舰导弹的所有性能指标均满足要求。     

自适应现状制导律

针对反弹道导弹的导弹武器的主动飞行段,提出了高精度自适应现状制导律。通过实时修正飞行程序,以消除导弹飞行过程中遇到的各种干扰的影响,保证命中精度,并对发动机推力偏差、风干扰影响下的导弹运动进行了数学仿真,仿真结果证实了自适应现状制导律是合理、可行的。