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。     

拦截蛇形机动目标考虑自动驾驶仪动态特性的最优制导律

针对目标蛇形机动及导弹自动驾驶仪动态特性对制导精度的不利影响,基于二维制导模型,推导了拦截蛇形机动目标考虑精确自动驾驶仪动态特性最优数值制导律. 设计了蛇形机动目标特性卡尔曼滤波器,分析了该最优数值制导律的具体实现方法. 仿真结果表明,卡尔曼滤波器对蛇形机动目标跟踪性能良好;采用蒙特卡洛仿真技术,证实了该最优数值制导律比已有拦截蛇形机动目标最优制导律制导性能高,能有效降低目标蛇形机动及自动驾驶仪动态特性造成的不利影响.      

导弹俯仰通道带有落角约束的制导与控制一体化设计

对导弹带有落角约束的制导与控制一体化进行了研究.首先建立了俯仰通道的制导控制一体化状态模型.然后利用特征结构配置方法,设计了制导与控制一体化状态反馈控制律.所设计的控制器一方面保证导弹打击精度,另一方面保证导弹进行垂直打击.最后,进行了导弹非线性数值仿真,验证了所提的制导控制一体化策略的有效性,从仿真结果上看,垂直打击精度是很高的.     

一种基于ELMAN神经网络的最优中制导律

对于中远程导弹,为得到最优中制导弹道,提出了一种基于ELMAN神经网络的最优中制导律。研究和仿真分析表明这种基于ELMAN神经网络的最优中制导律与其它末制导律配合,可有效提高导弹拦截机动目标的性能。     

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.      

非奇异终端滑模导引律

针对拦截机动目标问题,提出了一种基于非奇异终端滑模技术的导引律.非奇异终端滑模面同时包含目标视线角速度和期望的目标视线角2种信息.通过引入非线性滑模面改善系统的收敛特性,可实现闭环系统状态的有限时间收敛,并可大幅度改善系统性能.目标视线角速度在有限时间内收敛到0,可以满足导弹对目标零脱靶量的要求;目标视线角在有限时间内到达期望值,可以保证导弹击中目标时的姿态.将目标加速度机动作为未知的有界扰动,利用变结构控制的不变性,使制导律对目标机动具有鲁棒性.该导引律形式简单,易于工程实现.对2种不同的目标机动进行仿真,结果表明该方法具有强的鲁棒性,可以保证较高的制导精度.     

基于目标机动检测的集成估计与制导方法

基于传统的估计器和制导律独立优化设计方法在实际的目标拦截情形中如有界控制、饱和状态变量等其综合性能不是最优,同时目标机动估计延迟对拦截导弹寻的性能具有较大影响,将估计器和制导律集成考虑,给出一种适用于随机机动目标拦截的自适应集成估计与制导方法。该方法主要由滤波器组、制导律组和1个目标机动命令切换时间检测器构成。检测器为广义似然比检测器,对目标机动特征如目标机动突变时间和突变量等进行检测,并由检测时间对滤波器和制导律进行在线选择,从而削弱估计延迟对导弹寻性能的影响。基于Monte Carlo试验法进行仿真。研究结果表明：该集成估计和制导设计方法与具有单一滤波器和制导律的方法相比,可有效提高导弹单发命中概率。     

垂直发射中远程导弹攻击机动目标弹道研究

中远程导弹攻击机动目标复合制导弹道仿真是导弹精确制导系统建模与仿真的一个重要组成部分．对导弹弹道进行建模和仿真是研究导弹武器性能的重要手段．该文主要针对中远程导弹特性,并针对目标机动特性,以某型垂直发射中远程复合制导反辐射导弹为研究背景建立导弹的弹道数学模型,在末制导段应用改进的比例导引律进行制导,并采用Matlab对所建立的模拟弹道模型进行了数值仿真验证,通过仿真来分析导弹特性．     

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.      

导引搜索下不对称现象的研究

对于图像制导导弹,采用导引搜索可提高目标的进场概率,但在某些情况下会引起监视器画面移动的不对称现象.找出了引起不对称现象的两个主要原因--视线旋转角速度和导弹的前置速度.在导引搜索条件下,通过仿真研究了攻击具有不同横向速度的目标时的不对称特性,采用不对称因子和等效搜索速度极值对不对称性进行了定量描述.仿真结果显示,在相同初始条件下,目标的横向速度越大,不对称现象越明显.研究结果对图像制导导弹的中制导律和搜索规律设计提供了一些设计依据.     

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.      

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。     

基于Terminal滑模的动能拦截器末制导律研究

针对大气层外动能拦截器的精确拦截问题,给出了一种基于Terminal滑模的鲁棒末制导律设计方法。在不考虑动能拦截器姿态运动的情况下,建立了动能拦截器纵向平面和侧向平面内的相对运动方程,并通过在末制导滑模中引入非线性项,去除了传统变结构制导律中的切换项,保证制导系统具有全局快速性。仿真结果表明Terminal滑模应用于动能拦截器精确末制导律设计中的有效性,较之传统的比例导引和变结构制导方法,能有效抑制视线的发散,对目标机动具有更强的鲁棒性,并具有更高的拦截精度。     

水中弹药变结构垂直导引律及其仿真

以水中弹药对水面目标进行高效攻击为背景,提出了一种水中弹药垂直攻击目标的变结构导引方法,通过假设忽略目标的横滚与纵向的机动,假设目标在水平面内作匀速直线运动,同时假设弹体无横滚,建立了水中弹药运动学模型方程、动力学模型方程及变结构垂直导引与控制. 应用Matlab/Simulink软件搭建了数学仿真系统并对水中灵巧弹药变结构垂直导引进行了闭环系统仿真研究,结果表明,所提出的水中弹药变结构垂直导引攻击目标的设计方法能够适应垂直攻击目标的设计要求,与预期的指标要求吻合良好.     

我国案例指导制度存在的问题与完善——基于比较法视角的分析

2010年《最高人民法院关于案例指导工作的规定》标志着案例指导制度的建构初步形成。案例指导制度具有填补法律空白、解决法律模糊问题及协调法律矛盾的价值。但我国的案例指导制度存在可以进行规范调整的法律规定不明确、司法实践还没有形成有序的体系、如何具体运用案例并没有进行规定或者说明、案例指导制度的制定主体没有明确规定、相应的监督机制尚待完善等问题。在我国案例指导制度的发展过程中,需要从以上方面进行完善,同时也要注意案例的推陈出新。     

空空导弹末端制导变结构导引律研究

 空空导弹末端控制(Endgame)段适用的导引规律,必须确保在目标实施最佳逃逸策略时,导弹以最小的脱靶量命中它。由于目标机动特性较难掌握,为了提高导弹的命中精度,在实际工程设计中,要求导弹飞行控制系统具有更高的机动过载和更小的时间常数。而直接力控制技术的引入,可明显提高导弹最大可用过载,减小导弹飞控系统时间常数。本文以比例导引律为基础,将目标机动视为未知的有界干扰,设计一种变结构导引律,利用变结构控制系统的干扰不变特性,克服目标机动的影响,实现目标有界机动条件下视线角速度的零化,使导弹飞行弹道在制导过程的中后段呈现出平行接近法的特性,以改善导弹制导性能。经对制导回路进行稳定性分析,对具有直接力控制与不具有直接力控制的制导系统分别进行仿真分析,表明在Endgame中,变结构导引律比一般的比例导引律脱靶量更小,引入直接力控制后效果更为明显。     

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.