滑翔增程制导炮弹复合导引算法设计及仿真

以滑翔增程制导炮弹为研究对象,研究其实现远程飞行和精确打击的导引律设计方法。为提高滑翔增程制导炮弹的射程,保证远距离飞行的稳定性,并实现对目标的精确打击,设计中、末制导结合的复合导引算法,采用经典PD控制方法进行中制导弹道跟踪算法设计;采用比例制导律设计末端精确导引算法;基于所设计的方法开展弹道仿真验证。仿真结果表明,导引算法能够实现不同射程的精确打击,满足设计要求。     

滑翔增程制导炮弹复合导引算法设计及仿真

以滑翔增程制导炮弹为研究对象,研究其实现远程飞行和精确打击的导引律设计方法。为提高滑翔增程制导炮弹的射程,保证远距离飞行的稳定性,并实现对目标的精确打击,设计中、末制导结合的复合导引算法,采用经典PD控制方法进行中制导弹道跟踪算法设计;采用比例制导律设计末端精确导引算法;基于所设计的方法开展弹道仿真验证。仿真结果表明,导引算法能够实现不同射程的精确打击,满足设计要求。     

基于偏置比例导引的模型研究

以比例导引基本模型为基础,分析了偏置比例导引的制导方法。建立了偏置比例导引制导律数学模型,推导了偏置比例导引表达式,分析了偏置项作用时间、作用起止时间、期望落角和导航比等对偏置比例导引的影响。从弹道、过载和落角三个方面对比分析偏置比例导引与弹道成型制导律。在达到角度约束的前提下,弹道成型制导律需要预估剩余飞行时间,而偏置比例导引制导律不需估计,减少了估计值可信度对制导律的影响,有利于其工程应用。     

基于强化学习的多发导弹协同攻击智能制导律

为实现多发导弹对目标的协同攻击,提升打击效能,提出一种基于深度确定性策略梯度下降神经网络的强化学习协同制导律。修正了基于线性交战动力学的剩余飞行时间估计方程,不再受小角度假设的约束,进而提高剩余飞行时间估计精度。以各弹的剩余飞行时间误差为协调变量,与各弹的剩余飞行距离一同作为强化学习算法的观测量。利用脱靶量和剩余飞行时间误差构造奖励函数,离线训练生成强化学习智能体。闭环制导过程中,强化学习智能体将实时生成可实现同时打击的制导指令。仿真结果表明：该强化学习制导律能够实现多发导弹对目标的同时攻击;与传统协同制导律相比,强化学习协同制导律的脱靶量较小,攻击时间误差也较小。     

导弹制导与控制原理

本书较为全面系统地阐述了导弹制导与控制的基本原理、导弹飞行的力学环境和导弹运动数学模型、导引飞行与弹道、遥控制导、无线电寻的制导、红外点源寻的制导、红外成像寻的制导、电视寻的制导、激光寻的制导、多模复合制导与信息融合、惯性导航与卫星导航以及导弹控制方法等内容。     

飞航导弹BTT制导规律研究

论述了将BTT导引控制技术应用到某型飞导弹的方法。根据常规弹道的特点，选用自主控制加比例导引的制导方法地制导律及制导逻辑，并以此型飞航导弹为原准弹进行了全弹道数字仿真。最后对仿真结果进行了分析。     

导弹制导与控制原理

内容简介 本书较为全面系统地阐述了导弹制导与控制的基本原理、导弹飞行的力学环境和导弹运动数学模型、导引飞行与弹道、遥控制导、无线电寻的制导、红外点源寻的制导、红外成像寻的制导、电视寻的制导、激光寻的制导、多模复合制导与信息融合、惯性导航与卫星导航以及导弹控制方法等内容.     

考虑速度时变的多约束攻击时间控制制导律

针对常规制导弹药的协同饱和攻击问题,提出了一种速度不可控情况下的考虑视场角约束的攻击时间控制制导律。根据制导弹药的简化动力学模型,通过数值方法求解满足比例导引弹道轨迹的速度常微分方程,得到时变速度下的剩余飞行时间估计。同时,在比例导引制导律的基础上,利用终端滑模控制技术设计了时变速度情况下考虑视场角约束的时间控制制导律,以保证导弹能够在满足视场角约束的条件下以期望的攻击时间命中目标。仿真结果表明,所提出的制导律在时变速度场景下能满足视场角约束,并且实现较高的时间控制精度和命中精度。     

比例导引法导引弹道仿真研究

简要介绍了常用的导弹导引规律, 以其中的比例导引法为例, 通过用Simulink进行导引弹道仿真的方法, 分析了比例导引系数、导弹与目标速度的比值等主要弹道参数的变化对弹道的影响, 提出了改进导弹制导控制系统的几点建议.     

垂直发射型舰空导弹比例导引三维弹道仿真研究

在对垂直发射型舰空导弹典型飞行弹道进行分析的基础上,将导弹运动学弹道分成无控段、转弯段和制导段,根据导弹弹道特征和制导特性,分别建立和推导了各段弹道的仿真模型.利用MATLAB语言的图形界面集成开发环境GUIDE创建了三维弹道仿真验证和演示软件,以检验弹道仿真模型的正确性和适用性.     

制导精度评定的蒙特卡罗模拟

为解决由于战略导弹飞行试验发数少，难以评定制导精度的困难，开展制导精度评定的蒙特卡罗模拟是必要。本文介绍了战略导弹制导精度评定的蒙特卡罗模拟方法，在工程应用中遇到的几个重要问题以及解决问题的具体方法。     

基于ESO的目标机动补偿反比例制导律

为提高导弹制导系统对于高速机动目标的拦截效能,基于扩张状态观测器方法和反比例制导策略,设计了一种带扩张状态观测器的反比例制导律。考虑导弹自动驾驶仪动态特性,推导了平面内的制导模型; 设计了扩张状态观测器(ESO),将其与反比例导引策略相结合,设计了带ESO的反比例制导律,该制导律能有效估计目标机动并充分补偿制导律的不确定性干扰,有效提高制导精度; 将设计的带ESO的反比例制导律与经典比例制导律、普通反比例制导律进行仿真对比。仿真结果表明:所设计的带ESO的反比例制导律能减小弹目相对速度与脱靶量,适当地增加拦截时间,有效提高了制导系统对于高速机动目标的拦截效能。     

随机风对比例导引制导精度影响研究

分析了随机风对弹体产生的干扰作用,建立了引入随机风干扰的比例导引制导系统模型,并对模型进行了适当简化,运用伴随法得到了简化后比例导引制导系统的解析解,系统解析解显示随机风造成的脱靶量与随机风的标准差成正比,并随着制导时间的增加趋于一个常值.最后详细分析了未经简化的比例导引制导系统,仿真结果表明:增大比例导引系数有利于抑...     

激光寻的空地导弹制导控制方法

针对半主动激光寻的空地导弹的精确快速打击需求,提出一种基于测姿陀螺中制导与激光寻的末制导的空地导弹制导控制方法。分析激光寻的空地导弹的制导特性,在弹上仅安装陀螺仪条件下,分别对导弹俯仰、偏航、滚转3个通道构建不同的控制系统结构,通过倾斜稳定控制、姿态控制、比例导引控制以及程序控制的设计与有机结合,实现导弹弹体的稳定控制以及高概率目标截获,并对高精度激光启动照射时间的确定进行研究。飞行试验结果表明,采用该方法可实现激光寻的空地导弹的稳定控制,飞行所得弹道和弹体姿态结果与理论设计相吻合。     

带初始前置角和末端攻击角约束的偏置比例导引律设计以及剩余飞行时间估计

针对导弹飞行过程中受到外部干扰导致前置角变化较大的问题,设计了满足任意初始前置角和末端攻击角度约束的偏置比例导引律,并对该导引律下系统参数的收敛性给出了证明。基于现有分段迭代求解剩余飞行时间的方法进行拓展,解决了现有分段迭代求解方法在前置角等于π/2 rad时存在奇点的问题,并用该改进方法给出了该导引律的剩余飞行时间估计。对提出的导引律和改进的分段迭代求解方法进行仿真,结果表明：该导引律能够满足任意初始前置角和末端攻击角度约束下导弹的脱靶量和末端角度要求,且在飞行末端加速度指令收敛至0;与以往研究结果相比,该导引律在前置角大于π/2 rad时能够实现对导弹的更有效控制;使用改进的分段迭代求解方法对提出的导引律进行剩余飞行时间估计,估计误差小,误差收敛快。仿真结果验证了该偏置比例导引律和剩余飞行时间估算方法的有效性。     

反坦克导弹导引回路设计与仿真

导引回路是导弹系统设计的重要内容之一.文中对反坦克导弹末制导段的比例导引回路进行了设计,主要包括制导滤波器设计、比例导引回路变增益补偿信号设计和阻尼回路设计.通过数字仿真计算表明了设计结果能够满足导弹末制导的要求.     

空空导弹擦肩发射全向三维可攻击区计算

采用推力矢量控制的程序转弯(最小半径)和三维空间比例导引的复合制导方法,实现了空空导弹的擦肩发射时攻击后半球目标,完成全向攻击的能力.基于空空导弹的动力学方程与制导律的数学模型,通过大规模系统的6自由度飞行轨迹仿真计算迭代出了空空导弹的3维可攻击区,分析了影响可攻击区形状与大小的主要因素.数值仿真结果表明,此全向攻击复合制导方法可以实现导弹擦肩发射,并能全向攻击在不同空域作各种不同速度机动飞行的目标.     

增强型比例导引系统制导性能的研究

应用随机过程及成型滤波器的理论知识,构建了目标随机机动及过程噪声模型,建立了基于过程噪声与测量噪声的增强型比例导引工程应用模型,设计了卡尔曼滤波器来估计系统状态,引入蒙特卡洛法计算脱靶量均方差.通过仿真,分析了采用过载驾驶仪的增强型比例导引系统不同的制导性能指标,并与比例导引制导律进行对比分析,结果表明,测量噪声较大时APN对噪声的抑制效果好于PN,这为增强型比例导引的工程应用提供了依据.     

基于最优模糊系统的惯导测量弹道修正模型设计

针对惯导测量弹道数据存在累计误差的不足,基于最优模糊系统构建了惯导测量弹道修正模型。通过遥测弹道数据和高精度GNSS数据构造的输入-输出数据对进行模糊系统设计,以导弹飞行试验的高精度弹道数据和惯导测量数据作为学习目标和样本来训练模型,采用最近邻聚类法建立修正模型模糊规则库。以惯性高度修正为例,验证了该方法的有效性,补全了光测和GNSS测量缺失段落的外弹道处理数据,修正了惯导测量弹道数据随时间累积的误差。     

LQG最优制导规律在地空导弹中的应用

研究了基于线性二次型高斯（LQG）的中远程空空导弹最优制导规律，给出了有效导航比可变的LQG最优制导规律的简化形式，对有效导航比和比例系数进行了适当简化．为了实现LQG最优制导规律，提出了由LQG最优制导规律与卡尔曼滤波器相结合的最优制导／滤波系统．以中远程地空导弹为背景，对地空导弹的导引头回路、舵机回路、阻尼回路、加速度回路和滚动回路进行了理论分析．利用简易的控制系统设计方法标准系数法设计了加速度稳定回路和滚动稳定回路．