简易制导迫弹脉冲力控制建模与仿真

介绍了弹体追踪制导律的特点,通过对弹体纵向运动的动力学方程线性化处理,推导出脉冲力控制的弹体传递函数,分析了脉冲力大小对脱靶量的影响.给出探测器捷联体制下的脉冲力控制算法,并对该控制算法进行仿真.分析了脉冲力作用位置对制导精度的影响,提出采用脉冲力提供重力补偿可以提高弹丸命中精度的方法.     

制导化改进的常规航空炸弹命中精度分析

针对常规航空炸弹制导化改进的作战需求,研究了制导控制系统采用稳定控制回路和弹体构成的闭环系统方案,提出了稳定控制回路的设计方法。首先,分析了影响制导化改进的常规航空炸弹命中精度的主要误差表现形式和分布规律模型。其次,给出了基于蒙特卡罗法的命中精度分析方法。最后,采用A、B两组试验仿真分析了落点分布规律对圆概率误差(circular error probability, CEP)值和命中精度的影响。结果表明,分析方法科学合理,控制系统的设计方案可行。     

基于简化模型的天线罩寄生回路稳定性分析

针对由天线罩误差引起的寄生回路影响制导系统稳定性的问题，提出了基于状态空间简化模型的天线罩寄生回路稳定性分析方法。为了准确分析天线罩误差特性对制导系统稳定性的影响，首先建立包含天线罩误差特性的导引头部件级模型，并采用低阶等效系统拟配方法建立导引头简化模型。该简化模型能够准确表征导引头的工作特性，并有效降低了制导回路状态空间简化模型的阶数；在此基础上，采用小扰动线性化方法建立制导/控制/弹体多回路线性时不变(linear time invariant, LTI)简化模型，并与导引头低阶等效模型结合，建立了包含天线罩误差斜率参数的制导回路，以简化模型状态空间描述形式。基于以上引入天线罩误差特性的制导回路状态空间模型，采用根轨迹方法分析确定了天线罩误差斜率的稳定域，分析了不同的天线罩误差斜率对制导系统稳定性的影响规律。最后，基于制导回路非线性模型进行仿真验证，仿真结果验证了基于简化模型的天线罩寄生回路稳定性分析方法的正确性。     

火箭弹MR/GPS制导系统应用仿真

研究MR／GPS制导方案在实行过程中可能遇到的问题。针对制导信号较弱、附加干扰噪声大的特点，运用小波强制滤波的方法，设计了小波滤波器；提出基于MR／GPS系统的弹体滚转测量方案并进行了仿真；对弹道控制的脉冲点火策略进行了研究。仿真结果表明：小波滤波的效果较好、有用信号能量损失小；基于MR的滚转测量方案易于实现，但需进行必要的修正。     

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。     

探测器指标对制导精度的影响分析

阐述了脉冲力质心控制的特点和简易制导弹药的弹体追踪制导律原理,分析了探测器最小作用距离对脱靶量的影响。建立了探测器模型和脉冲力控制模型,通过六自由度弹道模型仿真,给出探测器不灵敏域大小对弹丸制导精度的影响。结果表明,减小探测器最小作用距离和优化探测器不灵敏域可以有效提高弹丸的命中精度。

Abstract：

The characteristic of impulse force control and the principle of body pursuit guidance law of simple guided projectiles were introduced,and the miss distance influenced by the minimum detecting range of photo-detector was analyzed. The models of the photo-detector and impulse force were established,according to the simulation of six degree trajectory model,the hit precision influenced by the non-sensitive area was proposed. The result shows that reducing the minimum detecting range and optimizing the non-sensitive area of photo-detector can improve the hit precision greatly.     

导弹协同作战四维制导与控制一体化设计方法

为了使导弹能够在指定的时间跟踪理想轨迹到达指定点,从而满足多导弹协同突防和攻击的要求,提出一种鲁棒四维精确制导控制一体化设计方法。将导弹6自由度非线性模型进行简化,得到导弹四维精确制导与控制一体化设计模型。利用导弹质心与姿态运动固有的时标分离特性,设计了具有内外两回路结构的鲁棒控制器。将建模误差、参数摄动及外部干扰视作连续有界扰动,外回路基于自适应滑模控制理论设计了控制器,从而产生推力、攻角和侧滑角指令;内回路将扰动观测器技术和动态面控制理论相结合,得到了能够控制导弹准确跟踪外回路指令的执行机构偏转角。基于李雅普诺夫稳定性理论,严格证明了内外回路的稳定性,并分析了控制精度与控制器参数之间的关系。最后,将控制方法应用于导弹6自由度非线性数值仿真模型,仿真结果验证了所设计的四维鲁棒精确制导控制方法的有效性。     

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.     

旋转反坦克导弹制导系统精度改进研究

为了解决某反坦克导弹续航段长时间偏离在瞄准线右侧飞行的问题,从分析导弹的频域特性和制导控制系统参数出发,研究问题发生的机理,引入非线性控制方法,在频域范围内对制导回路的纵向和横向通道校正环节及参数进行改进设计,用数字仿真验证改进的有效性。仿真结果表明,改进后的导弹性能,满足战绩使用要求。     

空空导弹控制系统鲁棒动态逆设计

将导弹动力学分离为快变状态动力学子系统和慢变状态动力学子系统,分别进行非线性动态逆控制设计。应用基于李雅普诺夫稳定性的鲁棒控制方法,设计出期望的慢变动力学和快变动力学,以保证动态逆控制系统对气动系数摄动的鲁棒稳定性。给出了通过构造动态反插值表,由力矩系数指令反解舵偏角指令的反插值方法。动态逆方法所需要的速度指令、滚动角指令及其一、二阶导数通过滤波器得到。对过载回路的稳定性问题和跟踪误差进行了定性分析,给出了过载回路的无静差设计方案,作为对动态逆的补充设计。给出了导弹控制系统六自由度数学仿真结果。     

具有脉冲姿控发动机的导弹控制策略设计

在导弹动力学模型中使用4个因子描述喷流干扰效应.在俯仰平面内设计了导弹的控制策略,设计思路强调导弹对指令的快速响应要求.姿控发动机的点火指令按等周期计算,通过分析导弹在一个点火周期内的动力学,用李雅普诺夫函数设计指令趋近律,最后得到了离散化的舵指令和脉冲姿控发动机点火指令.仿真结果表明,脉冲姿控发动机参与控制产生的脱靶量远远小于气动舵单独控制时产生的脱靶量,显示了控制策略的有效性及使用侧向推力装置的优势.     

直接力／气动力复合控制防空导弹脱靶量仿真

针对力矩式直接力/气动力复合控制防空导弹,给出一种姿控固体小火箭的点火条件和末端修正制导策略,并通过仿真计算研究了对不同运动特性目标的拦截能力以及主要误差因素对终端脱靶量的影响。结果表明该复合控制方法具有很强的弹道修正能力,能在较大空域内实现直接碰撞,但是受雷达导引头测量误差影响十分显著。     

带过重力补偿的比例导引制导律参数设计与辨识

研究以增大导弹落角为目标的过重力补偿比例导引律及其工程应用。将重力补偿信号作为加速度补偿指令引入线性比例导引回路,从而建立了仿真数学模型,分析了重力补偿系数、比例导引系数等参数对制导系统性能的影响,并根据遥测数据给出实际系统的过重力补偿系数、比例导引系数的辨识结果从而验证了理论设计结果,得到过重力补偿比例导引律的一般设计方法。     

基于自抗扰与模糊逻辑的大攻角控制系统设计

针对直接力/气动力复合控制空空导弹的敏捷转弯问题,提出了一种基于自抗扰控制技术与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。将导弹俯仰通道分解为攻角控制回路与俯仰角速度控制回路,使用自抗扰控制方法分别设计控制器,并将其串联组成完整控制回路。由攻角指令得到虚拟控制量,然后通过模糊逻辑将虚拟控制量分配给气动舵与直接力喷流装置。最后使用模糊控制方法对自抗扰控制器的反馈增益进行在线调整。仿真结果表明,所提出的控制方案对大攻角指令有良好的跟踪效果,适用于空空导弹的大攻角敏捷转弯控制。     

基于多模型的捷联红外导引头隔离度在线补偿方法

以捷联红外导引头的工程应用为研究背景,针对刻度尺误差带来的隔离度问题,提出一种基于多模型(multiple model,MM)的隔离度在线补偿方法。建立了捷联红外导引头隔离度模型,分析了隔离度对导弹制导系统稳定性和制导精度的影响;对刻度尺误差进行离散建模,采用基于MM的滤波算法,实时更新每个模型与真实值匹配的条件概率,得到刻度尺误差的估计值,最后将当前时刻的刻度尺误差估计值代入到制导回路进行在线补偿。研究结果表明,捷联导引头隔离度的存在会削弱制导系统稳定性、降低制导精度,特别在寄生回路正反馈时影响更为严重;所提出的基于MM的隔离度在线补偿方法可较好地实时估计出作用于系统的刻度尺误差,并有效实现了对刻度尺误差引起的隔离度的在线抑制,具有较好的鲁棒性和自适应性,达到了改善制导性能,提高制导精度的目的。     

大气层外主动防御三维自适应滑模制导律

针对提高弹道导弹中段突防成功概率问题,提出了主动防御滑模自适应制导律。首先,推导出目标、拦截导弹和防御导弹的三维相对运动方程。其次,基于三角拦截制导策略,利用Lyapunov稳定性理论设计了主动防御滑模自适应制导律(active defense adaptive sliding mode guidance law,AD-ASMG)。该制导律能同时达到两个制导目标:防御导弹处在目标和拦截导弹视线上,保持三点共线;零化防御导弹对拦截导弹的视线转率。最后,针对开关式轨控发动机推力大小不可调节的问题,考虑了发动机动态特性,设计了精确的脉冲宽度调制(pulse width modulation,PWM)控制方法,获得可变的等效力,适应制导指令变化的要求。六自由度仿真结果表明了该制导律的有效性。     

雷达导引头指向误差对导弹制导的影响与对策

受相控阵天线指向误差和天线罩瞄准误差的共同影响,相控阵雷达导引头存在较严重的指向误差。当指向误差斜率超出一定范围时会造成导弹制导系统出现寄生回路振荡问题,影响系统的稳定性和制导精度,在高空尤为明显。对此,本文通过构建相控阵雷达导引头制导系统模型,分析了导引头指向误差斜率对导弹制导的影响以及产生寄生回路振荡的机理;为消除导引头指向误差斜率对制导的不利影响,在指向误差测量补偿的基础上,又给出了一种多模型扩展卡尔曼滤波的估计方法,对导引头指向误差斜率进行实时估计与补偿。数字仿真结果表明,所提方法能够有效改善导引头指向误差斜率对制导系统的不利影响,提高系统稳定性和制导精度。     

基于参数优化的导弹编队控制一致性算法

为有效克服导弹自动驾驶仪动态特性对编队制导性能的不利影响,结合参数优化方法,提出基于参数优化的导弹编队控制一致性算法。将导弹自动驾驶仪等效为一阶惯性环节,在所建立的编队控制算法基础上,得到闭环制导控制系统方程,应用代数图论证明系统的渐进稳定性,在实现既定队形收敛的同时速度趋于一致。为进一步提高导弹编队系统性能,以编队各成员位置和速度的累计误差建立指标泛函,基于最优控制理论,提出算法中待定系数的优化方法。仿真结果验证了算法的有效性,适用于领从结构导弹编队队形的生成与保持。     

两回路/三回路驾驶仪对闪烁背景下

针对闪烁噪声成为雷达末制导段主要随机误差之一,从控制系统设计的角度研究了闪烁背景下制导精度改进问题。建立了闪烁噪声作用下的制导控制模型,模型中引入了平台导引头动力学,研究了闪烁噪声对制导指令的影响;将控制系统设计指标选择为时域/频域混合的设计指标,选用开环穿越频率约束下极点配置方法完成了两回路/三回路过载驾驶仪的设计,研究了不同控制系统设计指标下的比例导引末制导脱靶量。研究表明,比例导引制导系统采用经典两回路过载驾驶仪时,通过适当增大开环穿越频率、适度减小系统阻尼,可以减小闪烁噪声造成的脱靶量;而当采用经典三回路过载驾驶仪时,则可以通过适当增大开环穿越频率、适当减小二阶阻尼或者增大一阶环节时间常数的方法来减小闪烁噪声下的脱靶量。