前向拦截的三维制导模型及制导律设计

为了解决拦截器导引头的气动加热问题,提出了前向追踪(Head Pursuit)制导方法。该方法是将拦截器导引到目标轨道的前方并沿着和目标相同方向飞行,而在目标轨道的前方拦截目标,要求拦截器的速度低于目标的速度。在建立了目标和拦截器的三维制导模型基础上,采用全局二阶滑模控制理论设计了二阶滑模HP非线性制导律。并在考虑目标机动加速度未知的情况下,设计了观测器对目标机动加速度进行估计。通过拦截器拦截目标的弹道的数字仿真验证了制导模型和制导律的正确性。     

一种前向拦截的非线性变结构制导律

前向拦截制导方法是将拦截器导引到目标轨道的前方并沿着和目标相同方向飞行而拦截目标.这种方法要求拦截器的速度低于目标的速度,可以解决拦截器导引头的气动加热问题.在建立了目标和拦截器的运动学模型基础上,基于李亚普诺夫稳定性理论,在考虑目标机动加速度未知的情况下,根据滑模变结构控制对干扰和摄动的自适应性设计了前向拦截非线性变结构制导律.通过拦截器拦截目标弹道的数字仿真验证了制导律的正确性.     

考虑目标机动的固定配平飞行器制导方法

针对固定配平飞行器追踪地面机动目标问题,提出具有螺旋机动的制导律。首先,建立了误差角、误差平面描述飞行器机动目标相对运动的数学模型并讨论了误差角对飞行器末速度的影响。在此基础上,考虑飞行器控制能力,设计了连续非线性形式的误差角指令。然后,考虑地面机动目标的情况,采用扩张状态观测器对其加速度进行估计,并采用预测模型得到虚拟目标点运动信息。最后,设计了含有虚拟目标点的指数形式收敛的制导律。仿真结果表明,该螺旋机动制导律能保证飞行器精确跟踪地面机动目标,并具有鲁棒性。     

攻击机动目标的被动寻的模糊变结构制导律研究

针对目标机动且仅有视线角速度测量的被动寻的制导问题,提出了被动寻的模糊变结构制导律。该制导律将目标机动视为干扰量,首先应用滑模变结构控制理论推导出滑模变结构制导律,然后采用模糊控制技术,根据目标加速度估计值来自动选取制导律开关项的强度,以达到削弱抖振的目的。在工程实现时,采用制导指令低通滤波的方法实现对弹体攻角和侧滑角的估计。将该制导律应用于电视制导航弹的数学仿真,并与滑模变结构制导律、比例导引制导律进行了比较。仿真结果表明,该制导律攻击机动目标的脱靶量较小,对估计误差具有较强的鲁棒性。     

空间直接碰撞末制导的制导与控制

根据空间直接碰撞末制导的总体设计思想和空间交会的具体情况，本文探讨了大侧向过载修偏条件下的制导与控制问题并将末制导段分为两段，即末制导前段和未制导末端。由于末制导前段占有末制导的大部分时间，选用最优导引律以实现能量最省和剩余偏差尽可能小；在末制导的末端，转用预测遭遇点的最大侧向力开关时间控制方法（即预测强力开关律）。该控制律特点是要预知精确的碰撞时刻和导引律与控制律合一，本文叙述了这种控制律和一种简单的推测相对距离的方法。     

考虑布儒斯特角约束的复合积分制导律设计

雷达导引头下视探测超低空目标时,受多径效应的影响,严重降低了跟踪的精度。将弹目视线角约束在布儒斯特角附近,可有效降低多径干扰的影响。基于积分滑模控制的思想,设计出一种线性积分滑模制导律,该制导律相对于传统的滑模制导律而言,由于省去趋近滑模运动阶段,具有更快的渐进收敛特性。为了进一步提高视线角的收敛速率,设计了非线性积分滑模制导律,该制导律可保证弹目视线角在有限的时间内快速收敛至布儒斯特角。为了解决积分滑模开关项高增益系数引起的抖振问题,设计了滑模扰动观测器来估计目标的机动加速度。结合非线性积分滑模制导律,引入目标加速度的估计值,设计出一种复合制导律。结果表明,该复合制导律能有效地消除抖振现象,减小脱靶量,提高拦截的精度。     

捷联寻的器比例因子误差对最优制导的影响

小型寻的器比例因子误差对最优制导的主要影响可以根据自动寻的导弹(它采用捷联寻的器拦截随机机动目标)的某些限制来确定。这些影响包括改变反馈增益和增加快速波动的加速度分量。后者主要用于改善比例因子的估算,即使这个参数误差在最优制导律的性能判据中不会明显地恶化。该判据是标准的二次判据,它主要是使导弹终端速度和拦截概率的加权平均值达到最大。对于二次判据来说,如果没有比例因子误差,比例导航就是最优制导律。文中给出了有关具体例子的数值结果。     

基于零控拦截的微分几何制导律

基于零控拦截打击的思想设计了一种新型微分几何制导律.论文首先介绍了微分几何相关知识,基于伏雷内(Frenet)坐标系分析了拦截器和目标的相对运动学关系,基于零控拦截的思想设计了一种新型微分几何制导律,并给出拦截器速度方向矢量变化的迭代计算方法.其次,结合圆形相关理论,利用李亚普诺夫稳定性定理对设计微分几何制导律的稳定性进行了详细证明推导.最后通过仿真表明,该制导律可有效拦截机动目标,相对于传统的比例导引律,设计的新型微分几何制导律制导精度高,拦截时间短,避免了末端过载快速增大的现象,降低了执行机构的要求.     

适于高超声速飞行器的三维非线性滑模制导律

综合考虑高超声速飞行器末制导过程中的运动耦合和参数扰动问题,设计了一种适于高超声速飞行器的三维非线性伪最优滑模制导律。首先,针对运动耦合问题,定义视线旋量和视线旋量速度,构建了基于视线旋量和视线旋量速度的高超声速飞行器三维非线性制导参考模型;然后,针对参数扰动问题,基于变结构控制理论,推导出一种适于多约束制导要求的三维非线性滑模制导律,并通过理论推导证明了该制导律的稳定性;最后,引入伪控制变量,完成了制导参数的优化,从而完成三维非线性伪最优滑模制导律的设计。该制导律能够从理论上克服运动耦合和参数扰动问题,其制导参数又满足一定物理意义下的最优性。仿真结果验证了制导律的有效性。     

基于SDRE具有终端碰撞角约束的非线性微分对策制导律

通过非线性微分对策理论讨论了具有终端碰撞角约束的弹目追逃问题,提出了基于求解状态相关黎卡提方程(state dependent Riccati equation,SDRE)的方法解决该微分对策问题,得到了具有终端碰撞角约束的SDRE解析解。提出的终端碰撞角约束制导律是以弹目视线角速率及碰撞角误差为状态向量进行推导,并研究了闭环系统局部渐进稳定的条件。该制导律不需要进行剩余时间的预测。最后针对目标不进行机动、进行阶跃机动、正弦机动及目标最优机动形式4种情况,进行了制导律的仿真验证,仿真结果表明该制导律对于不同机动目标均具有良好的制导效果且能很好地满足末端碰撞角约束要求。     

考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的导引律

基于平面内目标-导弹相对运动方程,考虑导弹自动驾驶仪的二阶动态特性,应用动态面控制方法设计了一种新型导引律。在设计过程中,通过引入一阶低通滤波器,使得导引律的最终表达式中不含视线角速率的高阶导数,更易于实际应用。该导引律有效地克服了导弹控制系统的动态延迟对制导精度的影响。将该导引规律与未考虑导弹自动驾驶仪动态的自适应滑模导引律相比较,对目标非机动、阶跃机动和正弦机动三种情况进行仿真。仿真结果表明,在目标机动加速度快速变化,而且导弹自动驾驶仪存在较大滞后情况下,这种导引律仍具有很高的制导精度。     

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.     

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.     

基于终端滑模理论的攻击时间控制制导律

为实现导弹的攻击时间控制,基于导弹和目标的相对运动模型,对静止和匀速运动目标条件下的攻击时间控制制导问题开展了研究。根据静止目标条件下的导弹前置角理论计算公式,构造了关于前置角跟踪误差的滑模切换面。基于终端滑模理论,设计了一种无奇点的攻击时间控制制导律。对所设计制导律的收敛性及相关参数的取值范围进行了理论分析,证明了该制导律满足Lyapunov稳定性条件,并且不存在奇点。利用落点预测理论对制导律进行了推广,使所设计制导律能够实现匀速运动目标下的攻击时间控制。在不同条件下进行数值仿真,验证了制导律的有效性。     

三维末制导律的鲁棒动态逆设计方法研究

考虑到真实的导弹目标拦截都是在三维环境下进行的,因此在三维球坐标系下建立了导弹目标的相对运动学方程。针对方程中的强非线性因素和不确定因素,基于零化导弹目标视线转率的思想,应用动态逆方法设计了鲁棒的末制导律。在该制导律的设计过程中不进行小角度假设,不进行剩余时间的计算。仿真结果表明该制导律能够对付一定的目标机动,且脱靶量小。     

视线角约束自适应滑模中制导律

基于导弹和目标相对运动方程,设计了视线角约束自适应滑模中制导律。应用Lyapunov稳定性理论证明了该制导律能使制导系统在有限时间内收敛至滑动模态面;当制导系统进入滑动模态面后,基于积分理论证明了中末制导交班时刻视线角能够收敛至期望值且视线角速率可以收敛至零附近。进一步将该制导律扩展到三维空间的拦截问题。最后,针对拦截正弦机动目标进行了仿真。结果表明:设计的制导律鲁棒性强,引起的交班误差小。     

基于反演滑模和扩张观测器的带角度约束制导律设计

针对水下动能武器末制导段攻击机动目标,为获得最佳的毁伤效果,结合反演滑模控制方法与线性扩张状态观测器理论,设计了一种带角度约束的非线性制导律。通过对攻击角度的分析,设计了非线性滑模面,并根据滑模面可达条件,将制导律分为两部分设计,既满足了系统能够到达滑模面,又保持了系统状态在滑模面上运动。通过反演变结构获得的制导律,既保证了系统稳定,又具有了滑模控制理论所具有的鲁棒性。考虑到目标机动,将目标机动作为未知扰动,并对该扰动采用线性扩张状态观测器进行估计。该制导律作用下,视线角变化率收敛到零,攻击角度收敛到期望值,实现攻击角度约束。理论证实了制导系统的稳定性,仿真验证了本文所设计制导律的有效性。     

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。     

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...     

基于扰动观测器的终端角约束滑模导引律

为了对导弹攻击机动目标时的终端角进行约束,提出了一种基于扰动观测器的滑模导引律。将导弹速度的时变、运动目标的机动逃逸等视为对导弹目标相对运动系统的总扰动,采用扰动观测器对总扰动进行有效估计,结合滑模控制理论提出了一种对导弹终端角进行约束的导引律,并基于李雅普诺夫稳定性原理证明了该导引律的渐进稳定性。为满足制导精度并有效地抑制抖振,运用边界层法对该导引律进行了改进,分析并确定了制导精度、边界层厚度和导引律系数之间的关系。仿真结果表明,该导引律具有良好的导引性能和鲁棒性,且与普通的滑模导引律相比,具有较小的导弹最大法向加速度和较平缓的法向加速度变化过程,有利于工程实现。