基于预测校正的三回路驾驶仪极点配置设计

针对三回路自动驾驶仪设计中,以开环穿越频率为性能指标的极点配置算法存在的缺陷,提出了预测校正开环穿越频率极点配置设计方法。采用该方法完成了某战术导弹三回路自动驾驶仪设计;验证了该方法设计的控制系统比传统方法性能优异,满足期望开环穿越频率性能指标;分析了三回路自动驾驶仪各回路对导弹控制系统发挥的作用。通过实例分析,表明该方法克服了以往极点配置设计方法的缺点,便捷有效,收敛速度快,计算量小,非常适用于三回路自动驾驶仪的设计。     

空地导弹对应不同驾驶仪下的中制导高度控制回路设计

使用频率法和根轨迹法设计了姿态驾驶仪内回路对应的高度控制回路;对内回路姿态驾驶仪结构和过载驾驶仪结构分别对应的高度控制回路进行了对比分析.结果表明,两种内回路驾驶仪结构对应的高度控制回路性能基本一样,都是可行的.并在此基础上分析了内回路驾驶仪结构切换对中末制导交班切换的影响.结果表明,驾驶仪结构切换对中末制导交班切换的影响很小,可以考虑将中末制导交班切换时的两个切换同时进行.     

由角噪声及目标闪烁引起的比例导引制导误差研究

研究了雷达导引头接收机中的角噪声(热噪声)以及目标闪烁对比例导引制导精度的影响.首先根据实际问题的物理意义建立比例导引制导系统模型.考虑到角噪声的带宽远远大于系统带宽,认为角噪声实质上是白噪声;认为低频目标闪烁近似于白噪声通过一阶惯性环节所得到的有色噪声.仿真结果证明,由角噪声以及目标闪烁引起的制导误差与导引头动力学特性和自动驾驶仪动力学特性密切相关;当制导时间较长时,由角噪声引起的脱靶量基本上与制导时间无关,采用频率捷变技术可以有效地降低目标闪烁对制导误差的影响.     

雷达制导系统噪声对制导精度的影响

采用伴随法得到系统伴随模型,然后使用时间尺度变换法和传递函数变换法对伴随模型无量纲化,分析得到角噪声和目标闪烁是影响雷达制导系统制导精度的重要因素,它们产生的脱靶量不随末导时间的增大而减小趋于零。通过研究脱靶量均方根值相对目标闪烁均方根值的比值,表明制导精度与闪烁频率密切相关。研究结果对型号研制的早期阶段有重要意义。     

三回路驾驶仪开环穿越频率约束极点配置设计

针对在三回路驾驶仪设计中,希望对开环穿越频率进行约束,以保证设计完成后的系统在考虑驾驶仪各硬件动态特性后仍能满足稳定性要求.在极点配置的计算方法基础上,构造以系统非主导极点为变量,以开环穿越频率为约束的非线性方程,利用方程求解程序求解相应的非主导极点值,进而完成驾驶仪设计.驾驶仪设计实例验证表明,这一方法便捷可行,非常适用于三回路驾驶仪工程设计.     

闪烁输入下比例导引系统无量纲化研究

研究了目标闪烁输入下比例导引系统的无量纲化,得到了在闪烁输入下比例导引系统的脱靶量与弹目相对运动速度Vr无关,与噪声功率谱平方根Ka和系统动力学无阻尼自振频率的平方根(ω_n)~(1-2)成正比的结论,这些结论在工程实用中具有重要意义。     

主动雷达型空空导弹最优末制导律工程研究

构造了拦截加速机动目标的空空导弹末制导状态模型。提出了脱靶量和横向加速度综合最小的导引指标，并用线性二次型的形式求解了最优导引律。从工程应用的角度出发，设计了能用于主动雷达制导弹的次优末制导律。大量的仿真试验表明，该导引律的性能好于比例导引律平均脱靶量小20.3%，所用横向加速度小28.1%，成功拦截率大13%。     

导弹伪攻角反馈三回路驾驶仪设计分析

阐述了几种典型过载驾驶仪的结构演变过程,对传统三回路驾驶仪的结构进行了适当改进,提出了采用伪攻角作为反馈信号的三回路驾驶仪新结构。研究了驾驶仪工程指标与闭环极点之间的对应关系以及从状态反馈到输出反馈的变换技术,给出了基于输出反馈极点配置的伪攻角反馈三回路驾驶仪设计方法。研究结果表明,伪攻角反馈三回路驾驶仪消除了传统三回路驾驶仪的静差,并具有与其相似的控制特性以及鲁棒性能。分析结果显示,两种结构的三回路驾驶仪对静不稳定弹都具有较好的稳定控制性。     

一种修正比例导引在无人攻击机中的应用

根据无人攻击机的作战过程,建立了无人攻击机运动模型;设计了一种基于自动驾驶仪的修正比例导引律,设计的导引律能保证无人攻击机垂直命中目标;建立了脱靶量模型并通过给出的脱靶量模型进行了仿真试验,验证了该导引律的攻击效果.仿真结果表明,所给导引律能满足无人攻击击机的战技指标要求,脱靶量小,命中精度高.     

基于零控脱靶量的大气层外拦截中制导方法研究

针对大气层外拦截器在中制导结束后还需要长时间无控飞行的情况,基于零控脱靶量思想采用最优控制理论,对拦截器和目标的相对运动关系进行了理论推导,以脱靶量和中制导加速度为性能指标,设计了一种拦截器发动机固定推进时间的中制导策略,研究了拦截器制导精度与零控脱靶量预测精度的关系,提出了调节拦截器机动过载大小的实现途径。仿真结果表明,设计的中制导律精度高、可靠性好、形式简单,在脱靶量计算得足够精确时,中制导结束后的零控脱靶量可控制在百米量级内,为拦截器以动能碰撞方式拦截目标创造了优良的末制导条件。     

全捷联导引头寄生回路影响与辨识校正

为研究隔离度寄生回路对全捷联导引头的影响,建立了全捷联制导模型,基于此模型通过无量纲变换获得了无量纲动力学模型,采用劳斯判据和系数冻结法研究了剩余飞行时间、制导参数、刻度尺偏差对制导稳定性的影响,利用伴随函数法研究了刻度尺偏差对脱靶量的影响。基于辨识理论提出了全捷联导引头刻度尺偏差的辨识方法。研究表明,刻度尺偏差会恶化全捷联制导系统稳定性,增加需用末导时间,利用辨识方法可准确辨识出导引头刻度尺偏差予以补偿。研究结论可为全捷联制导设计提供参考和帮助。     

导弹协同作战编队飞行控制系统研究

提出了具有3个回路的导弹协同作战编队飞行控制系统,分别对3个回路进行设计分析,并重点分析导弹的四维制导控制外回路和编队控制回路。面向具有过载自动驾驶仪内回路的增广飞控系统,设计了基于总能量控制理论的高度/速度解耦控制器,能够实现导弹制导控制外回路的高度/速度解耦。基于导弹编队队形的位置偏差关系设计了导弹编队控制器,最后综合3个回路构成了导弹编队飞行控制系统。仿真结果表明,各回路以及导弹编队控制系统具有很好的控制性能,能够快速、稳定地完成导弹编队的队形调整动作,进而实现任务规划系统对导弹编队提出的作战任务。     

一种交班时刻性能最优的中制导律设计与仿真

在最优预测中制导律的基础上,提出预测交班点的概念,设计一种使导弹在中末制导交班时刻性能最优的中制导律.新的中制导律保证在中末制导交班点处,导弹中制导段末速度最大,导弹与目标的相对几何关系达到最佳.这样在末制导开始时刻,导弹的初始条件处于最优状态,有利于提高导弹在末制导段的拦截能力,减小脱靶量,提高拦截精度.数字仿真的结果表明,所提出的中制导律能够达到的设计要求的性能指标,与最优预测中制导律相比较,在交班段航向误差较小,能够有效地减小最终的脱靶量,提高制导精度.     

全捷联被动雷达末制导系统设计

为解决全捷联被动雷达导引头大测量误差下的精确制导问题,从实际工程应用角度出发,对全捷联被动雷达末制导系统进行了研究。首先,建立了全捷联被动雷达导引头模型。其次,针对系统非线性、滤波稳定性、计算量及制导与姿态控制的耦合问题,提出了基于容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)的制导信息提取、滑模变结构制导、三回路过载驾驶仪等算法相结合的末制导系统方案。最后,结合反辐射导弹应用场景,建立全系统仿真模型进行方案验证。结果表明,所设计的末制导系统对静止目标的打击精度为2 m,对于15 m/s以内的慢速移动目标,也具有较好的适应能力,落点圆概率误差(circular error probability, CEP)可以达到10 m左右。     

全捷联被动雷达末制导系统设计

为解决全捷联被动雷达导引头大测量误差下的精确制导问题,从实际工程应用角度出发,对全捷联被动雷达末制导系统进行了研究。首先,建立了全捷联被动雷达导引头模型。其次,针对系统非线性、滤波稳定性、计算量及制导与姿态控制的耦合问题,提出了基于容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)的制导信息提取、滑模变结构制导、三回路过载驾驶仪等算法相结合的末制导系统方案。最后,结合反辐射导弹应用场景,建立全系统仿真模型进行方案验证。结果表明,所设计的末制导系统对静止目标的打击精度为2 m,对于15 m/s以内的慢速移动目标,也具有较好的适应能力,落点圆概率误差(circular error probability, CEP)可以达到10 m左右。     

基于扩张观测器的三维动态面导引律

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。     

考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的导引律

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。     

考虑一阶驾驶仪动力学的扩展弹道成型制导系统解析研究

构造了基于time-to-go的负n次幂函数的扩展目标函数,推广得到不考虑驾驶仪动力学的扩展弹道成型制导律。将一阶驾驶仪动力学引入到扩展弹道成型制导系统中,得到三阶线性时变齐次微分方程,利用幂级数解法,求解得到闭环制导系统的位置、速度、加速度解析表达式;根据终端时刻的位置和速度解析结果,得到由一阶驾驶仪动力学引起的脱靶量和终端角度误差解析表达式。利用伴随法对解析脱靶量和终端角度误差的解析结果进行了仿真验证。仿真和解析研究结果表明,当制导时间大于驾驶仪时间常数的15倍以上时,由初始方向误差和终端落角约束引起的脱靶量、终端角度误差都基本收敛到零。     

基于L_1自适应的过载驾驶仪设计与全弹道仿真

本文针对便携式自寻的反坦克导弹进行了基于L_1自适应控制理论的导弹过载自动驾驶仪设计与全弹道仿真验证.首先建立了面向L_1自适应控制的便携式自寻的反坦克导弹动力学数学模型,然后基于L_1自适应控制理论和增益调度思想,针对动力学参数时变特性设计了导弹过载自动驾驶仪,并进行了响应性能仿真验证,最后在导弹飞行速度时变情况下设计了一种改进的弹道成型制导律,并将L_1自适应过载自动驾驶仪和弹道成型制导律结合在一起,进行了便携式自寻的反坦克导弹全弹道仿真.研究表明,本文设计的过载自动驾驶仪能够在导弹动力学参数快速时变且存在不确定性的情况下很好地响应过载指令,所提出的弹道成型制导律能使导弹以大落角近距离攻击目标顶部,且满足系统框架角、攻角、过载等约束条件.     

末制导导弹飞行控制系统的强壮实现方案

现代末制导导弹要求飞行控制系统以最低成本在规定的飞行空域内完成拦截任务。本文按照复杂性增加的程度研究了飞行控制系统的几种可能性方案,并且讨论了作为末制导导弹制导关键问题的每个方案的强壮性和适应性。脱靶距离是末制导性能的度量标准,受三个主要制导参数(有效导航比、相对稳定性和响应时间)的影响。飞行控制系统的实现方案是确定这些制导系统参数如何随已知气动飞行条件(高度和马赫数)而改变的重要因素。脱靶性能变坏程度最小的系统是最强壮的系统。结果证明,开环系统是不强壮的,并且其低阻尼使其不适用于雷达末制导系统;速率陀螺系统也是不强壮的,它的参数随高度、马赫数和重心位置的变化而大幅度变化;积分速率陀螺系统是强壮的,它的参数与高度和导弹的重心变化无关,但是该系统的响应时间长;加速度表系统是最强壮的,其参数与高度、马赫数和重心位置的改变无关,并且系统的响应快。本文还讨论了每种系统应用于雷达或红外等各类制导以及应用于坦克、舰船或飞机等各类目标的各种因素。