一类扩展的弹道成型制导律

以导弹剩余飞行时间的幂函数为基础构建扩展的目标罚函数,利用Schwartz不等式,推导得到扩展的带落点和落角约束的最优制导律簇,给出了两类衍生形式的扩展弹道成型制导律簇. 在终端落角约束下,针对罚函数的不同指数n、制导动力学阶数以及不同的导引头和驾驶动力学权状态,研究了第一类衍生形式弹道成型的量纲一加速度、位置、角度脱靶量特性. 研究结果表明,末导时间达到制导动力学滞后时间常数的15倍左右时,量纲一位置和角度脱靶量均收敛到0附近;指数n越大,位置和角度脱靶量振荡越厉害;动力学阶数越高,位置脱靶量振荡越厉害. 最后指出,提高导引头响应速度比提高驾驶仪响应速度能更有效地降低系统位置和角度脱靶量.      

包含弹体动力学的终端角约束弹道成型制导律

针对侵彻型导弹弹道终端对命中位置和入射角度提出严格约束的制导问题,引入弹体动力学环节,采用Schwartz不等式方法推导了最优制导律. 在小角假设基础上,将其表述为便于工程实现的包含弹体动力学的终端角约束弹道成型制导律. 分别利用Schwartz不等式和伴随函数法研究了制导律量纲一化制导指令解析解、位置脱靶量及角度偏差特性. 结果表明,该制导律不但能同时满足终端位置和角度约束,而且可确保终端过载指令归零,从而为侵彻型制导武器末端攻角控制提供了一种可行的制导策略.      

考虑一阶驾驶仪动力学的角度控制最优制导律

为研究考虑驾驶仪动力学的最优制导律,构造了引入一阶驾驶仪动力学的导弹运动方程. 基于带终端状态约束的最优控制问题,将传统的目标权函数扩展为导弹剩余飞行时间负n次幂的形式,推导得到考虑一阶驾驶仪动力学的最优制导律通用表达式. 通过将目标函数的终端状态权系数选为无穷大,化简得到考虑一阶驾驶仪动力学的角度控制最优制导律OIACGL-1,并讨论了OIACGL-1的两种简化形式. 引入落角约束和初始方向误差,分析了OIACGL-1系统的归一化加速度特性;分析指出,OIACGL-1系统在n≥0时的终端加速度指令严格为0,对应的终端加速度响应近似为0.      

带落点和落角约束的最优末制导律研究

为了研究带有落角约束的最优末制导律,利用拉格朗日法,构造带有落点和落角约束的导弹运动方程,研究了制导系统中的动力学滞后对脱靶量和落角误差的影响. 指出高阶动力学滞后的时间常数是影响误差的主要因素,而系统阶数对误差收敛时间的影响较小. 研究结果表明,增加末导时间可以减小导弹的脱靶量和落角误差,并给出满足脱靶量和落角误差要求所需要的最少末导时间与时间常数的关系.     

基于LSTM的落速控制最优制导策略研究

针对高超声速飞行器末端速度控制的需求,在落角约束最优制导律的基础上,对制导律的量纲一过载特性进行分析,证明了通过调节制导参数,能够对飞行末端速度产生影响;进而提出了制导律末速控制的策略,并基于此提出了对气动偏差适应的制导律在线设计方案;采用LSTM深度神经网络,进行了制导律参数在线设计算法的实现;最后进行了弹道仿真,对所设计的制导参数在线设计算法进行验证. 仿真结果表明其在保证末端命中精度和落角满足指标要求的前提下,对弹道的末端速度控制能力有显著提升.      

有限视场下的攻击时间和角度多约束制导律

针对精确打击任务存在导引头视场受限这一过程约束的制导问题，提出了一种考虑视场限制以及攻击角度和时间多种约束的制导律.首先，在以比例导引项实现精确命中的基础上，利用最优控制理论，采用弹目距离加权控制能耗形式的指标函数，设计了攻击角度控制项，并推导了相应的剩余飞行时间解析预测表达式.其次，基于最优误差动力学方法，设计了攻击时间相关的控制项，保证了攻击时间误差的有限时间收敛.同时，针对导引头视场有限的问题，分析了各控制项对前置角收敛性的影响，利用特定的限制函数确保前置角在整个制导过程中始终处于有效视场内，并给出了前置角的有界性及收敛性证明.数学仿真结果验证了所提出制导律对多约束制导问题的有效性.     

具有碰撞角度约束的微分对策制导律

为改善拦截导弹战斗部毁伤威力,针对其碰撞角度约束问题进行了研究。采用终端投影变换进行系统降阶,并基于线性二次型性能指标,推导了一种考虑碰撞角度约束的微分对策制导律。对其制导增益、鞍点解的存在条件和理想拦截性能进行了研究。制导律的推导基于最坏目标机动情形,不受限于具体的目标机动形式,尤其适用于目标机动无法预测的拦截情形。非线性系统仿真表明当拦截导弹具有足够的机动性能时,即使目标机动或存在一定的指向误差,该制导律的脱靶量和碰撞角误差仍约为0。     

基于3维模型的月球表面软着陆燃耗最优制导方法

为了解决月球探测器软着陆燃耗最优制导问题,基于变分法设计了最优制导律.首先,基于变分法,将问题转换为终端时间自由且带有条件约束的两点边值问题;其次,引入了时间尺度变换方法,将终端时间自由的两点边值转换成终点时间固定的两点边值问题;最后,为了确保两点边值的求解迭代算法收敛,提出了一种终端时间和共轭变量初始值猜测方法,并通过数值方法取得终端时间和共轭变量精确的初始值以及着陆过程中最优制导律和3维最优轨迹.仿真实验结果表明,所提方法有效,算法可收敛,并且实现了燃耗最优制导.     

滑翔式飞行器高空自适应跟踪制导控制方法

针对具有较大机动能力的滑翔式高超声速飞行器在复杂高空环境再入的问题,提出了一种基于LQR （线性二次调节器）的多状态自适应跟踪制导方法.该方法基于飞行器量纲一化的再入运动模型,考虑滑翔式飞行器各特征参数和飞行约束设计出基本安全飞行走廊,用拟合法将标准弹道综合成航程-高度-速度-航迹角函数.然后设计了基于LQR的多状态跟踪制导律,并采用多项式拟合法实现全弹道制导律的增益调度函数;形成了一套完整的滑翔式飞行器再入过程基于标准轨道的多状态LQR制导方案设计.并通过仿真计算,验证了该制导方法,表明该方法是有效、高精度的飞行器高空自适应跟踪制导方法.      

基于单神经元的卫星制导炸弹次最优制导律设计

为了满足卫星制导炸弹大着地角的弹道要求,基于单神经元进行了次最优制导律设计。首先建立了卫星制导炸弹运动状态方程,根据导出的次最优制导律形式构造了神经元,在此基础上建立了自适应参数优化回路,得到优化参数。利用设计所得的制导律进行了卫星制导炸弹六自由度全弹道仿真。由仿真结果与使用比例导引律的计算结果的比较可知,该文方法使弹着角增加了60％,避免了最优制导律的复杂推导过程。通过该文方法可直接得到适用于工程和仿真计算的形式简单的次最优制导律。     

高超声速目标拦截含攻击角约束的协同制导律

针对高超声速目标拦截的制导问题,提出了一种带攻击角约束的协同制导律.在垂直弹目视线方向,由攻击角约束得到期望的终端视线角,利用非线性干扰观测器对模型中的干扰进行估计,结合非奇异终端滑模理论设计视线法向加速度指令,保证了每枚导弹与目标之间的视线角速率收敛到0且视线角收敛到期望的终端视线角;在沿弹目视线方向,基于二阶多智能体一致性算法设计视线方向加速度指令,保证了每枚导弹与目标之间的相对距离在有限时间内到达一致,进而保证各枚导弹同时击中目标.通过对4枚导弹协同拦截高超声速目标的情景进行仿真,验证了所设计制导律的有效性.      

带碰撞角约束的最优多项式制导律

针对导弹对地面静止目标的打击问题,基于非线性导弹运动学模型提出了一种二维多项式制导律.该制导律不仅能保证导弹以期望的碰撞角命中目标,而且能使特定的价值函数最小化.此外,制导律作用下系统状态的解析解可以求解得到,从而实现了对制导系统状态的定量分析.数值仿真验证了所提制导律的有效性.      

一种基于落角约束的偏置比例导引律

为增大反坦克导弹的命中落角,提高毁伤效果,建立了击顶弹道末制导段的弹目相对运动模型,提出了一种基于落角约束的偏置比例导引律,并研究了落角约束对导引律法向过载的影响,通过设计盲区控制方案减小了命中点法向过载,最后基于导引弹道仿真与传统比例导引律以及两种其它类型的改进比例导引律进行了仿真比较. 仿真结果表明,该偏置比例导引律控制落角能力较强,同时具有较高的命中精度.      

一种基于二阶制导系统的最优导引律研究

基于最优控制理论二次性能最优的条件下推导最优导引律的解析解通常是困难的。该文基于二阶制导系统,利用许瓦兹不等式能很容易地推导出一种用解析形式表示的最优导引律。该导引律通过估算剩余飞行时间、测量导弹速度及其导数,能实现零脱靶拦截,且制导系统所需的机动能量与比例导引相比要小得多。     

带碰撞角约束的高速飞行器小速度比交会制导律

针对目标飞行器速度较大引起的拦截器与目标速度比小于1的空间交会问题,建立拦截器与目标交会的三维运动模型,分析共面运动的碰撞角对相对速度及有效碰撞面积的影响并讨论交会的速度比条件. 基于初始预测的目标速度信息,根据准平行接近原则将碰撞角约束转化为交会过程中的视线角约束,应用变结构控制设计带视线角约束的三维制导律并分析其稳定性. 结果显示,设计的制导律不仅使视线角速率逼近于0,还可以实现以期望的碰撞角实施交会,并且对预测的目标速度偏差具有较强的鲁棒性.      

考虑导引头视场角和落角约束的制导方法

针对空地武器采用最优弹道成型制导律进行大落角攻击时易造成导引头跟踪误差角大于其视场角而丢失目标的问题,提出一种满足导弹导引头视场角约束和落角约束的制导方法.基于线性化模型和小角假设,得到了导引头跟踪误差角的解析表达式,分析了影响导引头跟踪误差角的因素及最大跟踪误差角的取值范围.在此基础上,针对不同空地武器提出了通过改变末制导初始弹目视线角或放松落角约束的方式满足导引头视场角约束的制导方法,并给出了初始弹目视线角的取值原则及最大允许落角的计算方法.通过仿真校验,证明了导引头跟踪误差角的解析解的正确性及制导方法的可行性.      

限制导弹落角和落点的最优制导律

推导一种能命中目标并保证大落角的最优制导律,在目标函数中用罚函数代替终点限制条件,利用拉格朗日乘子法和欧拉方程推导出使目标函数极小化的条件,得出以导弹侧向位移,侧向速度两个状态以及导弹速度,剩余飞行时间表示的最公有制导律,并可转化为可用硬件实现的由目标视线角和目标视线角速度两个状态表示的最优制导律。