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1.
为提高导弹拦截高速机动目标的精度,基于自抗扰控制理论的估计补偿思想,设计了考虑自动驾驶仪动态特性和目标机动的三维动态面导引律。首先,建立了考虑自动驾驶仪动态特性的三维耦合制导模型;其次,针对制导模型中所存在的目标机动和测量噪声的干扰,设计扩张观测器估计目标机动和视线角速率,并将其应用到导引律的设计中;再次,基于动态面控制方法设计了三维空间导引律,避免了传统反演控制方法中的“微分膨胀”问题;最后,在目标作不同机动情况下,所设计的导引律与比例导引律、动态面导引律进行比较,仿真结果表明所设计的导引律具有更好的制导性能。 相似文献
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针对前部喷管控制型外层空间导弹拦截提出了改进型比例导引(proportional navigation,PN)导引律,在目标的加速度大小和方向都有不确定性的情况下能够以零脱靶量命中目标。与以往的PN导引律不同,改进型PN导引律增加了消除偏差的项,且比例系数是时变的。此外,针对拦截的初始条件不理想的情况,提出了一个过渡的导引律,在经过有限时间采用过渡的导引律之后能够使得运动变量满足改进型PN导引律的适用条件。最后,通过仿真验证了所提出的算法的可行性。 相似文献
3.
基于平面拦截问题,考虑导弹自动驾驶仪一阶动态延迟特性,应用滑模变结构控制方法,以零化视线角速率为目的,设计了一种滑模导引律。该导引律可使得滑模面在有限时间内收敛至零,进入滑模面后可确保视线角速率在制导结束前收敛于零,从而保证高制导精度,且导引律中的变结构项只要大于目标加速度的变化率即可保证制导系统的有限时间收敛性和鲁棒性,从而大大降低了制导系统的抖动。最后以空中拦截为例,仿真验证了在导弹自动驾驶仪存在大延迟和目标做大机动逃逸下,该导引律具有良好的制导性能和高制导精度。 相似文献
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基于直接力控制的导弹高精度末端导引方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用直接力控制的拦截导弹具有自身控制不连续、目标机动能力强、要求直接命中等特点,因此需要一种精度高、适应性强耳较睿脉冲发动机的导引律。以某型末端采用直接侧向力控制的反导导弹为背景,基于变结构控制理论设计了一种导引律,该导引律以可测量信息为基础,十分易于工程实现。最后进行了三维弹道仿真,结果表明:所设计的导引律攻击精度明显优于比例导引律,尤其是在目标机动较大情况下,保证了脱靶量在米级以内;所设计的导引律在制导初期对误差进行修正,因而末端弹道更为平直,同情况下所消耗的姿控发动机数目更少。此外,所设计的导引律基于较大交会角的拦截而非逆轨道拦截,因而发射阵地更灵活、发射准备时间更短。 相似文献
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攻防对抗实时仿真系统设计 总被引:1,自引:1,他引:0
针对地基导弹拦截高速高空目标进行了攻防对抗实时数学仿真设计.首先介绍了攻防对抗数学模型及几种中制导段导引律,并针对不同目标情况进行仿真,比较分析了几种导引律对拦截弹初始对准角和命中率的影响;引入实时仿真界面及实时动态演示系统对仿真过程和结果进行控制、显示和检测;最后进行结果分析并给出结论.该仿真系统的设计完成了系统建模、制导律设计、可视化演示,具有一定的工程实用性. 相似文献
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考虑不确定复合控制系统动态特性的前向拦截三维导引律 总被引:1,自引:0,他引:1
为实现高空高速目标的精确拦截,研究了考虑直接力气动力复合控制动态特性及不确定性的前向拦截三维导引律设计方法。对采用复合控制的慢旋导弹的动力学模型进行了线性化处理,在气动舵控制的基础上设计连续直接力,然后对其进行离散化处理,避免复杂的控制分配问题。在三维弹目相对运动模型和不确定导弹动力学线性化模型的基础上,利用时标分离的思想将系统划分为慢变子系统和快变子系统,应用基于李雅普诺夫稳定性理论的鲁棒控制方法对慢变子系统和快变子系统分别进行鲁棒动态逆设计,得到考虑不确定复合控制系统动态特性的前向拦截三维导引律。对单通道控制和双通道控制的情况分别进行了仿真研究,验证了本文方法的正确性和有效性。 相似文献
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考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的导引律 总被引:1,自引:0,他引:1
基于平面内目标-导弹相对运动方程,考虑导弹自动驾驶仪的二阶动态特性,应用动态面控制方法设计了一种新型导引律。在设计过程中,通过引入一阶低通滤波器,使得导引律的最终表达式中不含视线角速率的高阶导数,更易于实际应用。该导引律有效地克服了导弹控制系统的动态延迟对制导精度的影响。将该导引规律与未考虑导弹自动驾驶仪动态的自适应滑模导引律相比较,对目标非机动、阶跃机动和正弦机动三种情况进行仿真。仿真结果表明,在目标机动加速度快速变化,而且导弹自动驾驶仪存在较大滞后情况下,这种导引律仍具有很高的制导精度。 相似文献
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