大落角机动目标逆轨拦截最优滑模制导律设计

针对阵地防空中大落角机动目标较难拦截的问题, 首先采用最优控制理论设计了具有攻击角约束的最优制导律, 为提高最优制导律的鲁棒性,结合变结构控制理论设计了带攻击角约束的最优滑模制导律。考虑到目标弹道倾角通常难以测量的问题, 采用扩张状态观测器对目标弹道倾角进行估计。基于李雅普诺夫稳定性理论对最优滑模制导律进行稳定性分析, 设计了能保证系统稳定的参数变化函数。仿真结果表明, 最优滑模制导律能以期望的攻击角和较小的脱靶量命中目标, 制导过程中指令变化较为平稳, 对目标的加速度机动具有较强的鲁棒性。     

Trajectory shaping guidance law based on virtual angle with terminal constraints

A trajectory shaping guidance law based on virtua angle （TSGLBVA） is proposed for a re-entry vehicle with the constraints of terminal impact angles and their time derivatives. In the view of differential properties of the maneuvering trajectory, a virtual angle and a virtual radius are defined. Also, the shaping trajectory of the vehicle is established by the polynomials of the virtual angle. Then, four optimized parameters are selected according to the theorem of parameters transformation presented in this paper. Finally, a convergent variant of the Nelder-Mead algorithm is adopted to obtain the reference trajectory, and a trajectory feedback tracking guidance law is designed. The simulation results demonstrate that the TSGLBVA ensures the re-entry vehicle to impact a target precisely from a specified direction with smal terminal load factor command, as well as to obtain a maximum or constrained terminal velocity according to various requirements.     

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。     

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。     

基于数据驱动的攻击时间和攻击角度控制导引律

为了提高导弹突防能力并有效打击目标,对同时实现攻击时间和攻击角度控制的导引律进行了研究。基于一种以数据驱动为核心的方法,将导引过程分为第一阶段攻击时间控制和第二阶段攻击角度控制。根据攻击角度控制导引律生成驱动数据,采用人工神经网络技术建立了剩余飞行时间映射网络,据此求得攻击时间控制阶段的攻击时间误差。基于比例导引法,利用攻击时间误差设计出攻击时间控制导引律,从而使导弹同时实现攻击时间和攻击角度控制。仿真结果表明,所提出的导引律在不同条件下均能有效实现攻击时间和攻击角度控制,与现有文献相比,最大过载减少约43%,需用控制总能量减少约46%。     

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...     

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...     

基于扩张状态观测器的反预警滑模制导律

针对预警机的特殊作用,提出了利用临近空间高超声速飞行器的高度优势与速度优势,对预警机实施打击的概念,设计了反预警的制导律。针对预警机的机动,将其视为外在扰动,利用扩张状态观测器将其扩张为一个新的状态量,并对此状态量进行实时观测,将其补偿到制导指令中,有效解决了拦截末端需用过载过大的问题;同时对攻击目标时的落角进行约束,设计了带有落角约束的滑模制导律。将所设计的制导律与传统的弹道成型制导律作对比,结果表明,在飞行末段,滑模制导律具有更小的过载与视线角速度,相比传统弹道成型更具优势。     

切向加速度与弦误差约束的CNC系统时间最优轨迹规划

针对计算机数控(CNC)系统给定参数化路径, 给出了一种求解时间最优轨迹规划问题的凸优化方法. 轨迹规划问题考虑切向加速度约束与弦误差约束. 通过建立两种约束下的状态容许空间, 分析约束对时间最优轨迹的影响. 通过非线性变量代换, 时间最优轨迹规划问题被表述为一个与时间无关的凸最优控制问题. 基于控制向量参数化(CVP)方法, 问题被进一步转化为易于求解的凸优化问题. 以路径参数对时间的二阶导数(参数加速度)为优化变量, 序列二次规划(SQP)方法获得问题数值解. 文末通过求解两个测试路径的时间最优轨迹规划问题, 验证方法的有效性.     

三维自适应有限时间超螺旋滑模制导律

针对导弹以固定终端攻击角拦截机动目标的制导问题,提出一种三维自适应有限时间超螺旋滑模制导律.首先,利用相对运动质点模型将三维制导问题转换为二阶视线角系统的控制问题.其次,构造一种多变量非奇异的快速终端滑模面,结合改进型超螺旋算法,设计了有限时间超螺旋滑模制导律.同时,通过参数自适应增益实时在线估计目标机动引起的外部扰动...     

Integrated guidance and control design for missile with terminal impact angle constraint based on sliding mode control

Aimed at the guidance requirements of some missiles which attack targets with terminal impact angle at the terminal point, a new integrated guidance and control design scheme based on variable structure control approach for missile with terminal impact angle constraint is proposed. First, a mathematical model of an integrated guidance and control model in pitch plane is established, and then nonlinear transformation is employed to transform the mathematical model into a standard form suitable for sliding mode control method design. A sufficient condition for the existence of linear sliding surface is given in terms of linear matrix inequalities (LMIs), based on which the corresponding reaching motion controller is also developed. To verify the effectiveness of the proposed integrated design scheme, the numerical simulation of missile is made. The simulation results demonstrate that the proposed guidance and control law can guide missile to hit the target with desired impact angle and desired flight attitude angle simultaneously.     

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。     

固定时间收敛扰动观测终端滑模制导律设计

针对机动目标拦截问题,设计了基于固定时间收敛扰动观测器(fixed time disturbance observer, FxTDO)的终端角度约束非奇异快速终端滑模制导律(nonsingular fast terminal sliding mode guidance law, NFTSMGL)。通过具有固体时间收敛特性的扰动观测器对导弹拦截过程的外部扰动进行快速、精确估计。同时为了抑制抖振影响以及保证制导信号在有限的时间范围内收敛,设计了NFTSMGL,并进行了稳定性分析。仿真结果表明，FxTDO-NFTSMGL可以使制导信号在有限的时间范围内收敛至期望状态,并满足对机动目标拦截的要求,相较于无观测器的NFTSMGL收敛速度更快,且避免了抖振现象。     

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。     

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.     

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。     

New three-dimensional guidance law for BTT missiles based on differential geometry and Lie-group

A new non-decoupling three-dimensional guidance law is proposed for bank-to-turn (BTT) missiles with the motion coupling problem.In this method,the different geometry is taken for theoretically modeling on BTT missiles’ motion within the threedimensional style without information loss,and meanwhile,Liegroup is utilized to describe the line-of-sight (LOS) azimuth when the terminal angular constraints are considered.Under these circumstances,a guidance kinematics model is established based on differential geometry.Then,corresponding to no terminal angular constraint and terminal angular constraints,guidance laws are respectively designed by using proportional control and generalized proportional-derivative (PD) control in SO(3) group.Eventually,simulation results validate that this developed method can effectively avoid the complexity of pure Lie-group method and the information loss of the traditional decoupling method as well.     

高超声速飞行器新型攻角约束反演控制

针对考虑攻角约束的高超声速飞行器控制问题,提出一种受限指令滤波器与预设性能方法相结合的反演控制方案.首先,从高超声速飞行器运动模型中划分出高度子系统并基于反演控制方法设计控制器.为了解决攻角约束问题,构造受限指令滤波器对攻角虚拟指令限幅并保证指令的可导性.然后,利用预设性能方法预先设定约束范围,保证攻角跟踪误差始终满足...