时域下空间曲线曲率及挠率问题的研究

空间域下拦截弹制导问题可转化为空间曲线进行研究,由空间曲线论的基本定理可知该曲线的曲率和挠率能够完全确定曲线的性态,由此可通过曲率和挠率的调整来确定拦截弹的制导路径,从而实现对目标弹的有效拦截,基于此思想,将几何中弧长域下的Frenet公式转化为时域下的Frenet公式,并建立了视线运动方程和弹目相对运动方程,在此基础...     

BTT导弹制导律研究综述

与STT导弹相比,BTT导弹在气动效率、机动能力、控制性能等方面具有明显优势,但其运动耦合特性也给传统研究框架下的制导律设计带来了挑战。本文针对BTT导弹制导律设计问题展开研究,首先描述了BTT导弹制导基本问题,分析了BTT导弹制导律设计的技术难点,需要综合考虑运动耦合、多约束、目标机动、弹体动态效应等因素,然后综述了国内外现代制导律设计的基本方法,将其分为双通道解耦法、球坐标法、现代几何法等,最后指出了BTT导弹制导律的进一步研究方向。     

CMAC与变结构复合控制的新型导引律

针对被动寻的导弹拦截问题,应用CMAC神经网络技术,并结合变结构控制理论,提出一种新型导引律.首先应用变结构控制理论推导出滑模变结构导引律,然后使CAMC对变结构制导律的输入、输出进行学习,以调整CMAC的连接权值,最终使得制导系统的输出完全由CMAC产生.该导引律克服了变结构制导律中变结构强度项不易确定的缺点,具有较...     

发射后截获制导律研究

研究了发射后截获制导律设计问题.为了保证导引头顺利截获目标,提出了一种包含离轴角增益控制比例导引项、变系数追踪项和导弹纵向加速度补偿项的组合制导律.比例项主要稳定视线角速度,保证弹目距离收敛;变系数追踪项控制导弹前置角,能有效克服前置角震荡,增大导引头视场角截获概率并保证导引头尽早截获目标;导弹纵向加速度补偿项消除弹体纵向加速度变化对制导的不利影响.仿真验证结果表明,提出的制导律在大离轴角发射条件下能够满足发射后截获要求,简单易行.     

未知导引律下基于滚动时域控制的规避优化方法

合适的机动规避对于飞机的生存力有着至关重要的影响,在来袭导弹导引律未知的情况下,准确地判断导弹导引律可以更好地进行飞机的机动决策。为此,提出一种方法对导引律未知情况下的规避进行模拟。通过贝叶斯推理得出导引律的概率区间,利用滚动时域控制的方法得到飞机的实时控制量,最终达到规避导弹的目的。     

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。     

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。     

改进MPSP的高超声速滑翔飞行器滑翔段制导

针对多约束条件下高超声速滑翔飞行器滑翔段再入制导问题,提出一种改进的预测-校正制导方法。该方法基于模型预测静态规划(MPSP),将三维轨迹快速在线生成方法作为初值生成器,解决了MPSP制导方法提供猜测值困难、对于初始偏差需要重新计算参考轨迹的问题。建立了基于能量的运动学模型,推导了MPSP预测-校正制导律。探讨了初始下降段对滑翔段的影响因素,针对滑翔段初值干扰和气动参数摄动问题,进行了数字仿真。仿真结果表明,改进的MPSP预测-校正制导方法能够有效利用精确的猜测值,提高了计算效率,对干扰初值和气动摄动具有较强的鲁棒性。     

超音速靶弹的鲁棒自适应反演控制系统设计

针对靶弹超音速低空巡航的模型不确定性以及外界气流对靶弹产生干扰等问题,研究了一种适用于超音速低空巡航靶弹的鲁棒自适应反演控制方法。建立了一种非匹配不确定性的超音速低空巡航靶弹非线性动力学模型,利用反演设计法求取虚拟控制和实际控制,并在虚拟控制和实际控制中引入自适应鲁棒项,以抵消系统不确定性的影响。利用Lyapunov稳定性理论证明控制系统稳定。仿真表明,所设计控制器能有效解决系统不确定性及外界干扰问题,具有较强鲁棒性。     

基于规定收敛律算法的二阶滑模制导律设计及仿真

制导律指引导弹以近似零脱靶量击中目标需要使用弹目视线角速率信息。对于实际应用中视线角速率难以直接获得的情况下,根据滑模控制理论设计了一种一阶滑模微分器,针对一阶滑模微分器的抖振问题,根据积分滑模理论的思想,基于规定收敛率算法提出了一种二阶滑模微分器,并构造了增广比例导引律和滑模导引律,数值计算结果表明设计的滑模微分器能够准确估计视线角速率,重构的导引律对机动目标具有良好的导引性能。