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%。     

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。     

三维导弹拦截的非线性自适应导引律

在三维空间中,根据导弹与目标的运动学关系,建立了导弹拦截的三维模型,分别针对目标非机动和机动的情形,充分利用已经测得的信息,采用自适应方法建立了一种新的非线性导引律,并且运用Barbalat引理以及Lyapunov方法严格证明了导引律的正确性,它能够保证拦截全局一致有界。和已有的控制律相比,该导引律具有设计简单,控制光滑,容易实现的特点,避免了使用变结构控制时所导致的自激震荡。仿真结果验证了控制律的有效性。     

AAG导引律在拦截机动TBM中的应用

对视线角加速度导引律(Angular Acceleration Guidance of the Line of Sight,AAG)在拦截TBM中的应用进行了研究，提出了基于卡尔曼滤波的视线角加速度估算方法，通过AAG与常规比例导引(PN)和增强比例导引(APN)的拦截仿真比较，证明了在弹目视线角加速度可准确估算的条件下，在拦截机动TBM目标方面，AAG导引律比常规PN导引律有效，比APN导引律更易于工程实现。     

一种前向拦截的非线性变结构制导律

前向拦截制导方法是将拦截器导引到目标轨道的前方并沿着和目标相同方向飞行而拦截目标.这种方法要求拦截器的速度低于目标的速度,可以解决拦截器导引头的气动加热问题.在建立了目标和拦截器的运动学模型基础上,基于李亚普诺夫稳定性理论,在考虑目标机动加速度未知的情况下,根据滑模变结构控制对干扰和摄动的自适应性设计了前向拦截非线性变结构制导律.通过拦截器拦截目标弹道的数字仿真验证了制导律的正确性.     

前向拦截的三维制导模型及制导律设计

为了解决拦截器导引头的气动加热问题,提出了前向追踪(Head Pursuit)制导方法。该方法是将拦截器导引到目标轨道的前方并沿着和目标相同方向飞行,而在目标轨道的前方拦截目标,要求拦截器的速度低于目标的速度。在建立了目标和拦截器的三维制导模型基础上,采用全局二阶滑模控制理论设计了二阶滑模HP非线性制导律。并在考虑目标机动加速度未知的情况下,设计了观测器对目标机动加速度进行估计。通过拦截器拦截目标的弹道的数字仿真验证了制导模型和制导律的正确性。     

基于直接力控制的导弹高精度末端导引方法研究

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。     

一种新型鲁棒制导律的研究与仿真

针对导弹与目标相对运动被控模型,应用Lyapunov第二法设计了一种基于L2增益性能指标的鲁棒制导律.在目标机动和制导参数变化时,这种制导律显出较强的鲁棒性,并不需要精确的测量目标加速度,只需得到视线转率测量值,容易在工程中实现.仿真中,分析比较了相同初始条件下鲁棒导引律与比例导引律的抗干扰性能和终端制导精度.仿真结果表明,当存在目标机动和制导误差、角测量噪声时,鲁棒导引律的性能和精度明显优于比例导引律.当仅存在目标机动时,鲁棒导引律不占优势.部分仿真情况下,制导系统的性能和精度可能低于比例导引律.     

NCJ型外层空间导弹的改进型PN导引律设计

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。     

考虑自动驾驶仪动态鲁棒自适应变结构制导律

对于平面拦截问题,基于Lyapunov稳定性理论,应用滑模趋近律概念,将目标的机动加速度视为一类有界扰动,以视线角速率作为零输出状态变量,甚至不需要知道目标机动的界,考虑导弹自动驾驶仪的延迟,综合设计了一种具有强鲁棒性的末端导引规律。理论分析与数字仿真表明,这种制导律不但具有平直的弹道特性,而且具有很强的鲁棒性和适应性,同时方法简单、易于理解,便于工程应用。     

攻击机动目标的被动寻的模糊变结构制导律研究

针对目标机动且仅有视线角速度测量的被动寻的制导问题,提出了被动寻的模糊变结构制导律。该制导律将目标机动视为干扰量,首先应用滑模变结构控制理论推导出滑模变结构制导律,然后采用模糊控制技术,根据目标加速度估计值来自动选取制导律开关项的强度,以达到削弱抖振的目的。在工程实现时,采用制导指令低通滤波的方法实现对弹体攻角和侧滑角的估计。将该制导律应用于电视制导航弹的数学仿真,并与滑模变结构制导律、比例导引制导律进行了比较。仿真结果表明,该制导律攻击机动目标的脱靶量较小,对估计误差具有较强的鲁棒性。     

基于反演滑模和扩张观测器的带角度约束制导律设计

针对水下动能武器末制导段攻击机动目标,为获得最佳的毁伤效果,结合反演滑模控制方法与线性扩张状态观测器理论,设计了一种带角度约束的非线性制导律。通过对攻击角度的分析,设计了非线性滑模面,并根据滑模面可达条件,将制导律分为两部分设计,既满足了系统能够到达滑模面,又保持了系统状态在滑模面上运动。通过反演变结构获得的制导律,既保证了系统稳定,又具有了滑模控制理论所具有的鲁棒性。考虑到目标机动,将目标机动作为未知扰动,并对该扰动采用线性扩张状态观测器进行估计。该制导律作用下,视线角变化率收敛到零,攻击角度收敛到期望值,实现攻击角度约束。理论证实了制导系统的稳定性,仿真验证了本文所设计制导律的有效性。     

机动目标的模糊自适应跟踪算法

在当前统计模型的基础上，提出了一种基于当前统计模型(CS)的模糊自适应算法(CSFA)。该算法使用了模糊推理技术，使系统状态噪声方差随着机动特性能够自适应调整，提高了系统在目标作非机动或者弱机动时的跟踪精度以及在强机动时的快速响应能力。蒙特卡罗仿真结果表明了该算法的有效性。     

带多约束的多弹分布式自适应协同导引律

针对网络化制导弹药打击近岸机动目标的末制导段,基于协同一致性理论与Lyapunov稳定性理论,提出了一种分布式模糊自适应协同导引律。考虑攻击角约束和视线角速率测量受限,构建协同导引系统的状态空间。设计扩张状态观测器(extended state observer, ESO)迅速准确地观测出在视线切向、法向与侧向上的不确定干扰。在视线切向,运用积分滑模设计分布式协同控制量,保证命中时刻在有限时间内趋于一致。在视线法向与侧向,设计了具有自适应指数趋近律的非奇异终端滑模,运用了弹目相对距离与接近速率信息,使终端视线角跟踪误差与视线角速率在有限时间内收敛至零。引入具有万能逼近性的模糊自适应系统(fuzzy adaptive system, FAS),既消除了由滑模切换项诱发的控制量高频抖振,又确保了系统一致最终有界(uniformly ultimately bounded, UUB)。仿真实验表明:与非奇异终端滑模方法相比,该导引律使组网弹药能够以更好的导引性能攻击机动目标。     

基于鲁棒精确微分器的分数阶滑模制导律设计

针对具有碰撞角约束的机动目标拦截问题, 提出一种有限时间收敛的分数阶终端滑模制导律。首先, 建立二维平面的导弹目标相对运动模型。其次, 分别选择分数阶滑模面和分数阶趋近律, 设计分数阶终端滑模制导律, 并对制导系统的有限时间稳定性进行了证明。同时, 为准确获得目标机动信息, 提出一种基于鲁棒精确微分器的目标机动加速度估计方法, 对制导律进行补偿。最后, 通过与相关制导律的对比仿真, 验证了所提分数阶终端滑模制导律具有较高的制导精度, 同时可有效抑制滑模抖振。     

考虑目标机动的固定配平飞行器制导方法

针对固定配平飞行器追踪地面机动目标问题,提出具有螺旋机动的制导律。首先,建立了误差角、误差平面描述飞行器机动目标相对运动的数学模型并讨论了误差角对飞行器末速度的影响。在此基础上,考虑飞行器控制能力,设计了连续非线性形式的误差角指令。然后,考虑地面机动目标的情况,采用扩张状态观测器对其加速度进行估计,并采用预测模型得到虚拟目标点运动信息。最后,设计了含有虚拟目标点的指数形式收敛的制导律。仿真结果表明,该螺旋机动制导律能保证飞行器精确跟踪地面机动目标,并具有鲁棒性。     

基于"当前"统计模型的模糊自适应跟踪算法

“当前”统计模型需要预先设定目标最大机动加速度，不能很好的适应各种机动情况。采用模糊推理的方法根据测量新息和新息变化率实时调整目标最大机动加速度，自适应各种机动情况。此外，针对多数传感器测量方程的非线性，采用性能较好的Unscented Kalman Filter代替常用的扩展卡尔曼滤波。仿真结果表明，该算法在跟踪精度和收敛速度都优于传统的基于“当前”统计模型的跟踪算法。     

变结构制导对未知目标机动的鲁棒性研究

研究了目标加速度测量噪声和未知目标机动对变结构制导规律鲁棒性的影响 ,分析了在这两种情况下 ,变结构制导规律鲁棒性应满足的条件。研究结果表明 ,不管对目标加速度测量噪声还是未知目标机动 ,只要合适地选择变结构制导规律中变结构项的参数 (与目标加速度测量噪声的幅值或未知目标机动幅值有关 ) ,就能保证命中目标 ,从而说明变结构制导规律是对机动目标进行拦截的最有效的制导规律之一。对比例导引、增广比例导引和变结构制导所做的仿真结果证实了该结论。     

基于SDRE具有终端碰撞角约束的非线性微分对策制导律

通过非线性微分对策理论讨论了具有终端碰撞角约束的弹目追逃问题,提出了基于求解状态相关黎卡提方程(state dependent Riccati equation,SDRE)的方法解决该微分对策问题,得到了具有终端碰撞角约束的SDRE解析解。提出的终端碰撞角约束制导律是以弹目视线角速率及碰撞角误差为状态向量进行推导,并研究了闭环系统局部渐进稳定的条件。该制导律不需要进行剩余时间的预测。最后针对目标不进行机动、进行阶跃机动、正弦机动及目标最优机动形式4种情况,进行了制导律的仿真验证,仿真结果表明该制导律对于不同机动目标均具有良好的制导效果且能很好地满足末端碰撞角约束要求。     

反弹道导弹动能拦截器的新型最优制导律

针对大气层外动能拦截器拦截弹道导弹的末制导过程 ,提出了一种新型最优制导律。由于采用了一种新的剩余时间计算方法 ,这种最优制导律产生的加速度指令可以通过拦截弹的轨控系统 (弹体纵轴方向无控 )实现。最后 ,采用新型最优制导律和传统比例导引律分别进行了拦截过程的计算机数值仿真 ,仿真结果表明了这种新型最优制导律的有效性。