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...     

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。     

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。     

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...     

带视线角约束的三维超螺旋滑模协同制导律

针对三维情况下带视线角约束的多弹协同制导问题,基于二阶一致性理论和自适应超螺旋滑模控制方法提出了一种新的三维多弹协同制导律。在视线切向方向,设计了一种协同方法,并利用二阶一致性理论,证明了导弹的相对距离和相对速度能在有限时间内趋于一致。在视线高低角和方位角方向,设计了一个新的滑模面,并利用自适应超螺旋滑模控制方法,证明了在该制导律下导弹能够在有限时间内实现期望视线角且视线角速率收敛到0。所采用的自适应超螺旋滑模控制方法能有效解决传统的滑模抖振问题,且对机动目标有一定的鲁棒性。最后,在仿真实验中,通过对比分析验证了所提出的制导律具有更高的制导精度。     

考虑自动驾驶仪动态特性的多约束中制导律

针对多约束条件下的中末制导交班问题,提出一种考虑自动驾驶仪动态特性的滑模中制导律。首先,建立了考虑自动驾驶仪一阶动态特性的弹目运动模型,根据该模型设计非奇异终端滑模面,并采用自适应滑模趋近律设计有限时间收敛的中制导律。其次,采用扩张状态观测器估计目标机动信息,并将估计值应用于非奇异滑模中制导律中。最后,基于有限时间理论分析了中制导律的有限时间收敛特性。数值仿真结果验证了所提中制导律的鲁棒性强,引起的交班误差小。     

考虑自动驾驶仪动态特性与攻击角约束的模糊自适应动态面末制导律

在大口径舰炮制导炮弹打击近岸机动目标的末制导段,考虑自动驾驶仪二阶动态特性与攻击角约束,基于模糊自适应逼近与动态面控制提出一种末制导律。构建二维弹目相对运动模型,运用扩张状态观测器估计目标加速度。为零化视线角的跟踪误差与视线角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端动态面滑模,设计模糊自适应系统逼近变结构项,削弱自动驾驶仪的控制指令抖振。通过Lyapunov第二法证明了闭环系统中视线角的跟踪误差与视线角速率均一致最终有界。仿真实验表明:该制导律使制导炮弹在打击具有不同加速度形式的目标时,均具备较好的末制导性能。     

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。     

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。     

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 ...     

带有角度约束的机动目标拦截协同制导律

研究了多枚导弹同时拦截高机动目标情况下的制导律设计问题。基于终端滑模控制方法和一致性原理设计了多枚导弹协同制导律,实现所有协同导弹的视线角速率在有限时间内收敛到零,视线角收敛到期望的角度。在视线方向上,能够保证多枚导弹具有相同的拦截时间。基于双曲正切函数,所提出的未知上界的在线估计算法有利于减小输入通道的切换增益和抖动。利用Lyapunov稳定性理论,对所设计的闭环系统给出了严格的稳定性证明。在仿真研究中,进一步验证了所提出的协同制导律的有效性。     

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。     

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 ...     

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.     

带落角约束的再入机动弹头的变结构导引律

针对再入机动弹头垂直打击目标的要求,研究了具有末端落角约束的变结构导引律.该导引律包括俯冲平面内的制导方程和转弯平面内的制导方程,通过采用准滑动模态控制削弱抖振的影响.通过数学仿真,分析了四个制导参数对制导效果的影响,探讨了利用遗传算法离线优化制导参数的可行性,检验了最优制导参数的制导效果对不同初始状态偏差的敏感性.仿真结果表明,与最优导引律相比,变结构导引律具有较强的鲁棒性,在干扰影响下仍能保持较高的制导精度.