国外近程战术地地导弹和反战术弹道导弹的发展概况

本文概要地介绍了国外新近研制的近程战术地地导弹的特点、用途、研制状况、发展趋势及反战术弹道导弹的最新发展概况。     

基于模型参考的无抖振离散变结构导引律研究

针对无人机加载数据链使得传统的模拟信号导引律无法直接应用的问题,提出了一种基于模型参考的无抖振离散变结构导引律.该算法利用变结构控制的鲁棒性来保证导引精度,在后方预警机对目标坐标的测量存在误差,或者目标机动等情况下也具有极强的抗干扰能力.并提出了一种无抖振离散变结构控制算法,克服了传统的离散变结构控制算法在进入滑模后出现的抖振现象.通过仿真实验证明提出的无抖振离散变结构控制导引规律能够满足无人机的战术指标要求.     

基于扰动补偿的无人机无抖振离散变结构导引律

在复杂的电磁环境中,后方预警机对目标坐标的测量存在误差,加之目标的机动,使得传统的模拟导引律算法效果变差。传统的模拟信号导引律已不能满足将数据链的数字接收信号直接应用的要求。变结构控制以其良好的抗干扰性可以解决坐标测量误差和目标机动的问题,但传统的离散变结构算法在进入滑模后出现了抖振的现象,这样对电机是有害的。鉴于以上因素,为了进一步提高导引精度,提出了一种基于最优估计补偿扰动的无抖振离散变结构导引律。仿真结果表明,提出的离散导引律能满足无人机的战术指标要求。     

基于修正超指数迭代算法的双模式盲均衡算法仿真研究

收敛速度和剩余均方误差是评价盲均衡算法性能优劣的主要参数之一。超指数迭代盲均衡算法收敛速度快，但是，该算法对高阶QAM信号具有较大的剩余均方误差。针对数字无线电信道的盲均衡问题，提出了一种修正的超指数迭代盲均衡算法，该算法可校正无线电信道引入的载波相位旋转，并具有较快的收敛速度。在此基础上又提出了一种双模式盲均衡算法，该算法在收敛阶段采用修正的超指数迭代算法，之后根据某一切换准则，切换到判决导引算法，可有效减小超指数迭代算法对高阶信号的剩余均方误差。通过仿真证明了本算法的有效性。     

基于相遇误差的飞机导引方法建模与仿真

为提高飞机导引精度，使飞机在进入空战区域时占据有利条件，推导了一种基于制导武器与目标的相遇误差的飞机导引方法，并对其进行了仿真。首先，给出相遇误差的确定方法，分析了在具有发射和相遇条件限制的情况下该导引方法的原理及数学模型，根据时间最优准则确定飞机飞行的最优基准轨迹。然后，对导引第一阶段导引方程组解的情况进行了仿真分析，应用MATLAB对该导引方法的基准轨迹的建立进行了仿真验证。仿真结果表明：该导引方法在保证所导引飞机处于有利的攻击位置的条件下能够很好地完成飞机的导引。     

时间最优的飞机追踪导引律研究

阐述了现代战机导引系统的功能、结构与工作方式。对追踪导引建模之后,假设目标机动轨迹可知,应用最优控制理论,通过巧妙的数学推导和数值计算,研究了追踪时间最优的导引律。针对具体工程实现时理论设计求解中数值计算误差的客观存在,又应用预测控制分段计算、滚动优化的思想,对最优导引律作了进一步改进,获得了更为可行实用的优化导引律。仿真研究表明,所设计的优化导引律较各种比例导引律性能更优,捕获目标的时间更短,消耗的能量更少,并能成功应用于载机导引,为新一代战机导引系统的研制与引进飞机的国产化提供了理论参考。     

运用比例导引实现对目标卫星的拦截

运用比例导引实现对目标卫星拦截的中制导方法进行了研究。在发射惯性坐标系中由已知目标卫星和拦截器的实时绝对状态参数构造两者的相对运动参数,由此形成导引信号,调整拦截器姿态,得到正确的推力矢方向,然后在拦截器体坐标系中执行制导指令,达到抑制视线转率的目的。为此,提出了多种导引方案,并进行了比较,还给出了选择开关曲线的方法。计算结果表明,在中段运用比例导引可保证向末制导转换时有较高精度的转换条件。     

一种用于跟踪轨迹规划的新的导引规律

本文研究一种新的目标导引规律，这种方法通过变化的视角来调整导弹接近目标的轨迹，不仅能够允许目标位置估计有较大的误差，而且可以更有效地对付目标的机动运动，提高导弹的命中率。本文还讨论了用这种方法制导的导弹接近目标的速度下限。最后给出了导弹跟踪过程的仿真。     

可构成空-地攻击条件的判据

对于在任意的载机对目标位置速度指向上,受可用过载的约束,能否操纵飞机构成正确的投放条件这一空-地攻击决策系统所要解决的基本问题,给出两个判据,分别基于两种载机导引策略：角误差比例导引律和通常的比例导引律．证明了角误差比例导引律在大范围内保证了走向误差的指数收敛．并指出,空-地攻击的诀策问题与任务解算是不可分高的．     

固体燃料天基拦截器的线性二次导引法

本文讨论利用线性二次导引法(LQG)来设计拦截器加速度分布曲线,该拦截器用于对付加速飞来的威胁目标。假设拦截器所使用的固体推进剂点燃以后便不间断地燃烧,但其药柱采取分段装配方案,以便在弹道的不同阶段产生不同的加速度。仿真结果表明,当采用增强式比例导引(APN)作为一种导引规律时,所产生的加速度分布曲线在很大程度上取决于预测拦截点的误差向量。本文介绍的导引法与其它最优控制规律之间的主要差别是:LQG法在大部分寻的时间内采用纯调节器模式(无末端约束)。由于没有末端约束,过去从未把纯调节器模式作为一种可行的引导方法。然而,如果寻的时间很长,那就有助于在寻的的大部分时间内采用纯调节器模式,而只在较后时间内采取末端约束。这样可以降低对总的转向速度的要求,并可产生均匀的加速度分布曲线,从而简化了固体燃料发动机的设计。     

现代战机的导引及其控制律仿真研究

借鉴导弹导引理论对现代战机的导引机理进行了探讨，推导出一种基于时间最优的飞机导引控制律。与导弹导引侧向加速度作控制指令的常规方法不同，该控制律直接采用航迹角作控制变量，即借助拦截末端的几何关系获得末端视线角，末端视线角与当前航迹角的误差作为控制量，实现导引控制。仿真表明：应用此导引律，导引时间最短，轨迹最平直，适用于载机导引控制。     

导弹落点精度评估的仿真分析

导弹的落点精度（以圆概率偏差表征）是一项重要的战术技术指标，论文给出了一种评估落点精度的方法，计算了犯两类错误的概率，并且指出这种方法还可以序贯进行，节省试验次数，同时，由于飞行试验往往是特殊弹道，讨论了弹道折合误差对评估方案的影响，如果要限制犯两类错误的概率（研制方风险和使用方风险），则必须对弹道折合误差提出较高的要求，仿真算例表明，论文提出的评估方法简单有效，在工程实践中具有应用价值。     

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.     

基于捷联导引头的比例导引制导律设计

捷联导引头不能直接测量视线角速率信号,进而无法直接利用比例导引进行制导。采取两级发动机助推模式并结合坐标变换得到比例导引所需的惯性视线角速度来进行制导。建立带重力补偿的战术导弹数学模型,两级发动机分别给予不同的约束。通过坐标变换将能够直接测量到的弹体视线角以及姿态信息转换成惯性视线角速度信号。仿真结果验证,通过该方法实现捷联方式下的比例导引是可行的。     

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。     

天线罩影响下的导弹制导控制系统设计

针对天线罩误差对导弹制导控制系统的影响,本文提出了导引控制器的一种“综合”设计方法,这种方法是一种系统的设计方法,设计过程可由计算机实现,对设计者的经验要求较少。仿真实验表明,按此方法设计出的制导控制系统对于天线罩瞄准线误差斜率的摄动具有满意的鲁棒性。     

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.     

基于足球机器人截球动作的提前角导引算法研究

提出了实现足球机器人快速截住小球技术动作的一种新算法。首先给出了足球机器人的运动模型,然后介绍了提前角导引算法的基本思想,进而给出了截球动作的具体实现和在实时系统中应用的改进算法。该算法根据足球机器人的运动模型,以导引函数为目标函数计算出机器人下一时刻的最佳位置点,从而实现拦截动作。仿真实验结果表明该算法具有良好的拦截效果,MiroSot11vs11比赛的实践亦证明该算法是行之有效的。     

空地导弹的一种复合导引法

在空地导弹的导引律中,比例导引法与直接导引法各有优缺点。针对它们的不足,提出了一种复合导引法。在推导过程中,应用了最优控制理论,使所得导引律不仅在控制精度方面最优,而且耗能最小。最后的分析表明,所提出的复合导引法充分结合了比例导引法与直接导引法的优点,在工程应用中有一定的价值。     

基于直接力控制的导弹高精度末端导引方法研究

采用直接力控制的拦截导弹具有自身控制不连续、目标机动能力强、要求直接命中等特点，因此需要一种精度高、适应性强耳较睿脉冲发动机的导引律。以某型末端采用直接侧向力控制的反导导弹为背景，基于变结构控制理论设计了一种导引律，该导引律以可测量信息为基础，十分易于工程实现。最后进行了三维弹道仿真，结果表明：所设计的导引律攻击精度明显优于比例导引律，尤其是在目标机动较大情况下，保证了脱靶量在米级以内；所设计的导引律在制导初期对误差进行修正，因而末端弹道更为平直，同情况下所消耗的姿控发动机数目更少。此外，所设计的导引律基于较大交会角的拦截而非逆轨道拦截，因而发射阵地更灵活、发射准备时间更短。