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。     

飞行器导引律综述

对飞行器追踪拦截导引律方法、特点及其发展进行了研究与总结,包括比例导引律、最优导引律、微分对策导引律以及基于现代控制理论设计的导引律,可为今后飞行器导引律的改进和设计提供参考。     

一种打击地面固定目标的自适应比例导引律

针对某些制导导弹垂直打击地面固定目标的任务要求,研究了具有末端落角约束且无需测距信息的自适应比例导引律.通过分析导弹在导引段的纵向平面运动方程和侧向平面运动方程的特点,设计了实现垂直打击任务的制导逻辑.同时为了增强导引律的鲁棒性,提出了一种导引系数自适应更新的方案.仿真结果表明,与最优导引律相比,自适应比例导引律的制导精度受初始速度倾角、制导指令时延、制导指令更新频率等因素的影响较小,但受测量信号干扰的影响较大.     

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。     

带导引头视场限制的多约束导引律及剩余时间估计

具有攻击角度约束的导引律能够使导弹按指定方向打击目标,具有攻击时间约束的导引律能够使导弹按指定时间打击目标。相比于传统的导引方法（如比例导引律）,此类导引律均带来额外的机动,从而可能导致目标超出导引头视场（即使对于静止目标）。针对该问题,利用余弦函数的非线性特性,首先构造了一种带有导引头视场限制及攻击角度约束偏置项的比例导引律,并推导了该导引律的剩余时间估计。然后通过附加剩余时间误差反馈项,得到了一种带导引头视场限制并同时具有攻击角度约束与攻击时间约束的导引律。仿真结果验证了所提方法的有效性。     

对失控翻滚目标逼近的增广比例导引律控制

针对失控翻滚目标逼近控制问题进行了研究,设计了增广比例导引律控制器。首先在追踪器视线旋转坐标系上建立了追踪器与逼近点的三维相对运动方程,分析了失控翻滚目标的姿态运动特性,在传统真比例导引律基础上引入对逼近点视线方向的控制,采用基于反馈线性化的增广比例导引律对追踪器进行控制。通过数值仿真验证了所设计的增广比例导引律的正确性和良好的控制性能。     

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.     

基于捷联导引头的比例导引制导律设计

捷联导引头不能直接测量视线角速率信号,进而无法直接利用比例导引进行制导。采取两级发动机助推模式并结合坐标变换得到比例导引所需的惯性视线角速度来进行制导。建立带重力补偿的战术导弹数学模型,两级发动机分别给予不同的约束。通过坐标变换将能够直接测量到的弹体视线角以及姿态信息转换成惯性视线角速度信号。仿真结果验证,通过该方法实现捷联方式下的比例导引是可行的。     

带落角约束和目标机动补偿的三维制导律

针对反舰导弹按预定方向攻击机动目标的问题,在目标信息较少的情况下,基于带有目标机动加速度的三维弹目相对运动模型,模型纵向航向通道间存在耦合,从便于工程实现的角度,根据李雅普诺夫稳定性定理以及变结构控制理论,分别设计了两种带落角约束和目标机动补偿的导引律:增广比例导引律(augmented proportional navigation guidance law, APNG)和变结构导引律(variable structure guidance law, VSG)。导引律只需要在线测量弹目视线角和视线角的角速度两个变量,并从理论上证明了制导系统的稳定性。仿真结果表明,APNG比传统比例导引(proportional navigation guidance law, PNG)的制导精度明显提高,脱靶量减小。但是比VSG的效果要差一些,尤其是当目标机动加剧时,VSG对于目标机动的鲁棒性更高,优势更为突出。     

时间最优的飞机追踪导引律研究

阐述了现代战机导引系统的功能、结构与工作方式。对追踪导引建模之后,假设目标机动轨迹可知,应用最优控制理论,通过巧妙的数学推导和数值计算,研究了追踪时间最优的导引律。针对具体工程实现时理论设计求解中数值计算误差的客观存在,又应用预测控制分段计算、滚动优化的思想,对最优导引律作了进一步改进,获得了更为可行实用的优化导引律。仿真研究表明,所设计的优化导引律较各种比例导引律性能更优,捕获目标的时间更短,消耗的能量更少,并能成功应用于载机导引,为新一代战机导引系统的研制与引进飞机的国产化提供了理论参考。     

一种适用于红外制导弹药的偏置比例导引律

针对弹道成型制导律不适用于红外制导弹药的落角约束,提出了一种无需剩余飞行时间信息的偏置比例导引律。根据建立的弹目相对运动几何模型和碰撞三角形,推导出了期望落角与需用偏置积分量之间的函数关系;求出了偏置比例导引无量纲弹道闭环解与稳定域,并分析了不同因素对偏置比例导引律制导性能的影响;最后对比研究了偏置比例导引制导律与弹道成型的性能。仿真结果表明,偏置比例导引律在落角精度、制导精度与最大需用过载这些关键制导性能指标方面接近于弹道成型制导律,适用于红外制导弹药对地面运动装甲目标的落角约束问题。     

捷联式天线平台的角跟踪系统设计

捷联式雷达导引头的角跟踪系统采用弹体姿态角补偿法可实现天线的捷联纯稳定 ,但无法直接得到用于比例导引的惯性视线角速率。为此 ,提出一种新的设计思路 ,将天线稳定与目标跟踪独立进行设计 ,即在捷联稳定的基础上 ,采用卡尔曼滤波方法来估计目标视线角速度。仿真结果表明 ,相同参数条件下 ,卡尔曼滤波法比微分法精度高 ,对测量噪声较大的情况更为有效。该设计方法对于捷联稳定导引头如何实现比例导引具有指导意义。     

脉冲力末端修正追踪制导律稳定性分析

脉冲力控制的离散性和弹体动力学的连续性使得脉冲力控制制导控制系统成为难于分析的混杂控制系统。鉴于此,建立了脉冲力控制弹体和制导回路动力学模型,通过将脉冲力控制制导系统等价为幅值式脉冲调制(amplitude pulse frequency modulator,APF-M)系统,解决了脉冲力控制制导回路的变周期离散化建模问题。进一步利用滑模理论分析了制导回路的稳定性,得出脉冲冲量、喷管点火等待时间及重力对制导回路稳定性的影响。提出了偏置阈值法进行重力补偿,并对脉冲力控制制导回路进行了仿真分析。仿真结果验证了偏置阈值法重力补偿的有效性,并得出加大脉冲冲量,减小喷管点火等待时间能有效减缓失调角发散的结论。     

重力扰动对高精度激光陀螺惯导系统ZUPT的影响分析与补偿

高精度激光陀螺惯导系统广泛应用于车载自主定位定向当中。当不存在外部测速设备的条件下，一般采用零速修正（zero velocity update，ZUPT）对导航误差的发散过程进行约束。常规ZUPT导航算法中重力矢量采用正常重力模型计算获得，忽略了重力扰动对导航精度的影响。考虑到车载自主导航系统对定位精度的要求，本文从重力扰动对惯性导航误差的影响机理分析入手，指出重力扰动是影响高精度ZUPT导航精度的最主要误差源之一。设计提出了两种适用于车载应用的重力扰动实时补偿方案，并在重力扰动变化剧烈的山区地带进行了长距离车载试验。试验结果表明，对于同一组跑车数据，导航时间2 h ZUPT间隔10 min，激光陀螺惯导系统的水平定位精度由补偿前的8.93 m提高到了补偿后的3.75 m，高程定位精度由补偿前的1.63 m提高到了补偿后的0.80 m。重力扰动补偿方法具有重要的工程应用价值。     

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。     

比例导引末端区特征与划分

制导末端区是制导系统失稳前一个很短的制导段,制导末端区的正确划分对制导系统设计指标制定和性能分析具有重要意义.基于目标最优机动条件下线性化导弹目标运动学模型,研究了比例导引制导系统在末端区的特性,根据制导系统时间常数和阻尼比变化特征,提出根据制导系统特征参数划分末端区的定义方法,仿真计算表明本文的定义方法是合适的.研究结论对制导系统设计,相关总体指标制定和性能仿真验证具有参考意义.     

长航时惯导系统的随机游走误差传播规律及抑制方法

角度随机游走（angle random walk, ARW）误差已成为制约长航时惯性导航系统精度的主要因素。为了减弱ARW对系统精度的影响,针对初始对准和长航时导航两个方面研究误差传播规律及抑制方法。仿真结果表明:ARW直接影响方位对准精度,在长航时的导航中,游走系数N所产生的速度振荡幅值与60N的常值漂移大致相当,姿态振荡误差中的24 h周期因素更为关键,ARW产生的经度误差发散项均方差随时间的平方根增长|系统可采用卡尔曼滤波削弱ARW所造成的对准误差,通过水平阻尼方法可以消除由ARW引起的位置误差中的振荡项。     

重力扰动对惯性导航系统初始对准的影响

随着惯性器件精度的不断提高与高精度导航系统发展的需要,重力扰动成为影响惯性导航系统(inertial navigation system, INS)精度的主要误差源之一。在考虑垂线偏差和重力异常的同时,首先利用解析法推导了重力扰动影响初始对准失准角的误差方程,并将其转化为姿态角误差方程。然后,分析并建立了INS的速度、位置和姿态的误差方程。最后,利用仿真实验验证了重力扰动对INS初始对准的影响。理论分析及仿真实验表明,重力扰动矢量直接影响初始对准姿态角,姿态角误差仅与水平面内的垂线偏差有关,而与重力异常无关。