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.     

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。     

空空导弹高抛弹道复合制导律研究

为了提高中近程空空导弹的有效射程,针对导弹特点,提出高抛弹道复合制导律。该制导律在初制导中加入纵向预置抛射角以提高导弹弹道,中制导以修正最优比例导引对弹道倾角进行修正,使得导弹各项指标满足末制导比例导引的交班需求。经多种典型弹道仿真研究,该制导律能够有效增加导弹射程并完成多种机动目标的攻击。该制导律算法简单可行,可用于中近程空空导弹技术升级。     

带过重力补偿的比例导引制导律参数设计与辨识

研究以增大导弹落角为目标的过重力补偿比例导引律及其工程应用。将重力补偿信号作为加速度补偿指令引入线性比例导引回路,从而建立了仿真数学模型,分析了重力补偿系数、比例导引系数等参数对制导系统性能的影响,并根据遥测数据给出实际系统的过重力补偿系数、比例导引系数的辨识结果从而验证了理论设计结果,得到过重力补偿比例导引律的一般设计方法。     

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, 所设计的制导律能够以要求的落角准确打击静止目标与机动目标, 且需用法向过载和命中点附近的法向过载较小, 弹道后段较为平直。     

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.     

Q-learning强化学习制导律

在未来的战场中,智能导弹将成为精确有效的打击武器,导弹智能化已成为一种主要的发展趋势。本文以传统的比例制导律为基础,提出基于强化学习的变比例系数制导算法。该算法以视线转率作为状态,依据脱靶量设计奖励函数,并设计离散化的行为空间,为导弹选择正确的制导指令。实验仿真验证了所提算法比传统的比例制导律拥有更好的制导精度,并使导弹拥有了自主决策能力。     

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。     

反弹道导弹动能拦截器的新型最优制导律

针对大气层外动能拦截器拦截弹道导弹的末制导过程 ,提出了一种新型最优制导律。由于采用了一种新的剩余时间计算方法 ,这种最优制导律产生的加速度指令可以通过拦截弹的轨控系统 (弹体纵轴方向无控 )实现。最后 ,采用新型最优制导律和传统比例导引律分别进行了拦截过程的计算机数值仿真 ,仿真结果表明了这种新型最优制导律的有效性。     

一种对噪声干扰鲁棒的模糊末制导律设计与仿真

提出一种对测量噪声干扰鲁棒的模糊末制导律。进行模糊末制导律设计时,在分析导弹和来袭目标运动特性的基础上,根据最优制导律设计专家经验和测量噪声的干扰特性建立模糊规则。数字仿真结果表明所提出的末制导方法与传统比例导引方法比较,在测量噪声干扰和测量数据不精确的情况下,具有弹道更平直、拦截时间更短,对噪声干扰鲁棒的优点。模糊末制导律算法简单可行易于实时实现。     

一种交班时刻性能最优的中制导律设计与仿真

在最优预测中制导律的基础上,提出预测交班点的概念,设计一种使导弹在中末制导交班时刻性能最优的中制导律.新的中制导律保证在中末制导交班点处,导弹中制导段末速度最大,导弹与目标的相对几何关系达到最佳.这样在末制导开始时刻,导弹的初始条件处于最优状态,有利于提高导弹在末制导段的拦截能力,减小脱靶量,提高拦截精度.数字仿真的结果表明,所提出的中制导律能够达到的设计要求的性能指标,与最优预测中制导律相比较,在交班段航向误差较小,能够有效地减小最终的脱靶量,提高制导精度.     

基于零控脱靶量的大气层外拦截中制导方法研究

针对大气层外拦截器在中制导结束后还需要长时间无控飞行的情况,基于零控脱靶量思想采用最优控制理论,对拦截器和目标的相对运动关系进行了理论推导,以脱靶量和中制导加速度为性能指标,设计了一种拦截器发动机固定推进时间的中制导策略,研究了拦截器制导精度与零控脱靶量预测精度的关系,提出了调节拦截器机动过载大小的实现途径。仿真结果表明,设计的中制导律精度高、可靠性好、形式简单,在脱靶量计算得足够精确时,中制导结束后的零控脱靶量可控制在百米量级内,为拦截器以动能碰撞方式拦截目标创造了优良的末制导条件。     

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。     

飞行器导引律综述

对飞行器追踪拦截导引律方法、特点及其发展进行了研究与总结,包括比例导引律、最优导引律、微分对策导引律以及基于现代控制理论设计的导引律,可为今后飞行器导引律的改进和设计提供参考。     

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.     

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.     

空空导弹高抛弹道仿真研究

提出了高抛弹道以增加中近程空空导弹的有效攻击距离。为了完成高抛弹道制导任务,分别进行了初制导、中制导和末制导三阶段制导参数仿真分析研究,给出了高抛弹道复合导引规律。建立了三种典型的目标机动模型,并建立了高抛弹道仿真系统。通过对不同高度、距离目标的攻击仿真结果分析,得出了此种弹道的性能特点。仿真结果显示,高抛弹道能够有效提高中近程导弹攻击距离,用于中近程导弹的技术升级。