Extended optimal guidance law with impact angle and acceleration constriants

The extended optima straints of miss distance and Schwartz inequality. To reduce guidance law with terminal conmpact angle is derived by the terminal acceleration and eliminate gravity disturbance absolutely, the object function, which designs the weight of control command to be the power function of time-to-go＇s reciprocal, is given. And the gravity is considered when building the state equation. Based on the parsing express of the guidance command change with varying time and adjoint system analysis method, the command characteristics and the non-dimensional miss distance of the guidance law are analyzed, a design principle of guidance order coefficients is discussed. Finally, based on the requirement of engineering, the method to calculate the guidance condition and maximal required acceleration of the guidance law is given. The simulation demonstrates that not only the guidance law can satisfy the terminal position and impact angle constraints, but also the terminal acceleration can be converged toward zero, which will support a good situation for the terminal angle of attacking control.     

具有末端角约束的鲁棒制导律设计

针对某些导弹要求限制命中点角度的作战要求,设计了具有末端角度约束的制导律。将系统结构摄动和目标加速度视为外部干扰量,基于Lyapunov稳定性理论推导了一种满足L2增益指标的鲁棒制导律。仿真表明,当目标以较大加速度机动时仍然能满足末端角度和精度的要求,并且不需要任何目标运动信息,对目标机动有较好的鲁棒性。     

带有攻击角和视场角约束的制导炮弹导引律设计

针对制导炮弹攻击地面目标的末端导引问题,提出一种带有攻击角和视场角约束的有限时间滑模导引律.首先,在传统终端滑模面的基础上加入视场角约束,并构造正切型障碍李雅普诺夫函数来解决滑模面到达段的约束问题,以保证制导系统在状态受限的情况下有限时间收敛.其次,利用扩张状态观测器来估计并补偿目标机动带来的扰动,有效削弱了导引指令的...     

基于扩张状态观测器的反预警滑模制导律

针对预警机的特殊作用,提出了利用临近空间高超声速飞行器的高度优势与速度优势,对预警机实施打击的概念,设计了反预警的制导律。针对预警机的机动,将其视为外在扰动,利用扩张状态观测器将其扩张为一个新的状态量,并对此状态量进行实时观测,将其补偿到制导指令中,有效解决了拦截末端需用过载过大的问题;同时对攻击目标时的落角进行约束,设计了带有落角约束的滑模制导律。将所设计的制导律与传统的弹道成型制导律作对比,结果表明,在飞行末段,滑模制导律具有更小的过载与视线角速度,相比传统弹道成型更具优势。     

Integrated guidance and control design for missile with terminal impact angle constraint based on sliding mode control

Aimed at the guidance requirements of some missiles which attack targets with terminal impact angle at the terminal point, a new integrated guidance and control design scheme based on variable structure control approach for missile with terminal impact angle constraint is proposed. First, a mathematical model of an integrated guidance and control model in pitch plane is established, and then nonlinear transformation is employed to transform the mathematical model into a standard form suitable for sliding mode control method design. A sufficient condition for the existence of linear sliding surface is given in terms of linear matrix inequalities (LMIs), based on which the corresponding reaching motion controller is also developed. To verify the effectiveness of the proposed integrated design scheme, the numerical simulation of missile is made. The simulation results demonstrate that the proposed guidance and control law can guide missile to hit the target with desired impact angle and desired flight attitude angle simultaneously.     

信息单向传输带拦截角约束的协同拦截制导律

针对无人战机(unmanned combat air vehicles,UCAV)(目标)发射防御弹对来袭攻击弹以一定拦截角度进行拦截的问题,假设目标和防御弹协同飞行且其之间只能进行单向信息传输,在来袭弹采用增强比例导引律的前提下,建立了防御弹信息单向传输和目标信息单向传输两种模式下的防御弹攻击弹视线角非线性模型。考虑防御弹脱靶量要求、拦截角度约束和防御弹(或目标)的控制能量因素,建立了性能指标函数,采用最优控制理论,分别设计了能够使防御弹以指定拦截角度拦截攻击弹的目标单向协同制导律和防御弹单向协同制导律。仿真结果表明,在两种信息单向传输模式下,通过目标与防御弹的协同,防御弹均可以指定拦截角拦截攻击弹;与具有拦截角度约束的非协同制导律相比,单向协同制导律的控制能量更小。     

大落角机动目标逆轨拦截最优滑模制导律设计

针对阵地防空中大落角机动目标较难拦截的问题, 首先采用最优控制理论设计了具有攻击角约束的最优制导律, 为提高最优制导律的鲁棒性,结合变结构控制理论设计了带攻击角约束的最优滑模制导律。考虑到目标弹道倾角通常难以测量的问题, 采用扩张状态观测器对目标弹道倾角进行估计。基于李雅普诺夫稳定性理论对最优滑模制导律进行稳定性分析, 设计了能保证系统稳定的参数变化函数。仿真结果表明, 最优滑模制导律能以期望的攻击角和较小的脱靶量命中目标, 制导过程中指令变化较为平稳, 对目标的加速度机动具有较强的鲁棒性。     

三维自适应有限时间超螺旋滑模制导律

针对导弹以固定终端攻击角拦截机动目标的制导问题,提出一种三维自适应有限时间超螺旋滑模制导律.首先,利用相对运动质点模型将三维制导问题转换为二阶视线角系统的控制问题.其次,构造一种多变量非奇异的快速终端滑模面,结合改进型超螺旋算法,设计了有限时间超螺旋滑模制导律.同时,通过参数自适应增益实时在线估计目标机动引起的外部扰动...     

基于偏置比例导引的落角约束滑模制导律

为实现导弹以一定落角攻击装甲车辆等地面移动目标,应用变结构控制理论,推导基于偏置比例导引的落角约束滑模制导律,并基于李雅普诺夫稳定性理论设计了参数自适应的幂次趋近律.考虑目标速度难以测量的问题,引入扩张状态观测器(extended states observer,ESO)对目标速度进行估计.仿真结果表明,所设计的制导律...     

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。     

固定时间收敛扰动观测终端滑模制导律设计

针对机动目标拦截问题,设计了基于固定时间收敛扰动观测器(fixed time disturbance observer, FxTDO)的终端角度约束非奇异快速终端滑模制导律(nonsingular fast terminal sliding mode guidance law, NFTSMGL)。通过具有固体时间收敛特性的扰动观测器对导弹拦截过程的外部扰动进行快速、精确估计。同时为了抑制抖振影响以及保证制导信号在有限的时间范围内收敛,设计了NFTSMGL,并进行了稳定性分析。仿真结果表明，FxTDO-NFTSMGL可以使制导信号在有限的时间范围内收敛至期望状态,并满足对机动目标拦截的要求,相较于无观测器的NFTSMGL收敛速度更快,且避免了抖振现象。     

A trajectory shaping guidance law with field-of-view angle constraint and terminal limits

In this paper, a trajectory shaping guidance law, which considers constraints of field-of-view (FOV) angle, impact angle, and terminal lateral acceleration, is ...     

基于数据驱动的攻击时间和攻击角度控制导引律

为了提高导弹突防能力并有效打击目标,对同时实现攻击时间和攻击角度控制的导引律进行了研究。基于一种以数据驱动为核心的方法,将导引过程分为第一阶段攻击时间控制和第二阶段攻击角度控制。根据攻击角度控制导引律生成驱动数据,采用人工神经网络技术建立了剩余飞行时间映射网络,据此求得攻击时间控制阶段的攻击时间误差。基于比例导引法,利用攻击时间误差设计出攻击时间控制导引律,从而使导弹同时实现攻击时间和攻击角度控制。仿真结果表明,所提出的导引律在不同条件下均能有效实现攻击时间和攻击角度控制,与现有文献相比,最大过载减少约43%,需用控制总能量减少约46%。     

基于角度关系的几何制导律研究

基于受保护飞行器、防御弹和攻击弹在空间形成的角度关系设计了一种几何制导律。首先,通过分析三者在空间形成的三角形几何关系,将受保护飞行器和防御弹作为一个协同体,以防御弹位于攻击弹和受保护飞行器的连线上为基本准则,给出二维几何制导律的表达式,并对所设计制导律的稳定性进行证明推导。其次,利用矢量运算将设计的二维制导律在三维空间进行了扩展,给出了三维空间中几何制导律的表达式。最后,仿真表明,设计的几何制导律能够有效保护飞行器安全,相对于比例导引,拦截时间短,制导精度髙,过载变化较为平稳,克服了比例导引末端过载发散的情况,降低了对执行机构的要求。     

An impact angle constraint integral sliding mode guidance law for maneuvering targets interception

An integral sliding mode guidance law(ISMGL) combined with the advantages of the integral sliding mode control(SMC) method is designed to address maneuvering target interception problems with impact angle constraints. The relative motion equation of the missile and the target considering the impact angle constraint is established in the longitudinal plane, and an integral sliding mode surface is constructed. The proposed guidance law resolves the existence of a steady-state error problem in the ...     

可重复使用运载器多约束鲁棒预测校正制导

针对可重复使用运载器(reusable launch vehicle,RLV)再入段常规约束、航路点约束、倾侧角速率约束和参数不确定问题,提出一种多约束鲁棒预测校正制导方法.首先,利用改进准平衡滑翔条件将常规约束转化为倾侧角幅值约束.其次,提出基于二分法快速迭代确定倾侧角翻转位置的航路点制导律,并将翻转速率约束转化为关...     

基于滑模变结构制导律的捕获区分析

针对拦截弹的中末制导交接班条件设置问题, 分析了以滑模变结构制导律为末制导律的捕获区。首先, 结合临近空间作战背景建立末制导段弹目相对运动模型。其次, 基于滑模变结构控制理论设计了一种能够保证拦截末端过载收敛且性能优良的滑模变结构制导律作为末制导律, 并对其稳定性进行分析。然后, 分析了零控拦截条件并对滑模变结构制导律的捕获区进行理论推导、分析与证明, 得到了滑模变结构制导律的捕获区边界。最后, 通过设计4种情形下的仿真实验, 验证了本文捕获区分析的正确性。     

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.     

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。     

重复使用运载器末端能量管理段轨迹线设计

为了研究重复使用运载器末端能量管理段的下滑轨迹线设计,给出了基于高度和动压的质点动力学的设计方法。首先,将基于时间历程的质点动力学方程转化为基于高度剖面的质点动力学方程,同时利用动压代替速度,使轨迹形状直接和动压约束相关。接着,利用基于动压和高度剖面的质点动力学方程,结合末端能量管理段制导与控制的特点,将不同的轨迹设计问题转化为不同的数学优化问题,并且给出了轨迹设计的数学方法和步骤,主要包括:最陡下滑、最大升阻比下滑和参考下滑轨迹剖面的设计。最后利用上述方法,针对所研究的重复使用运载器的对象特性,设计了具体的轨迹剖面和能量走廊。结果表明此方法具有较强的实用性和工程性。