侵彻型制导炸弹垂直攻击末制导律研究

侵彻型制导炸弹不仅要求较高的制导精度,而且要求命中目标时具有较大的弹着角.针对加装导引头的侵彻型制导炸弹垂直命中目标的要求,设计了一种非线性制导律,建立三维空间弹目相对运动的非线性模型,根据非线性系统输入输出解耦控制思想,并充分利用弹上组合导航系统和导引头提供的丰富制导信息,设计了一种能够保证弹目视线角速度趋于零,同时保证视线倾角趋于垂直的非线性制导律.仿真结果表明,上述制导律能够满足脱靶量和侵彻型制导炸弹对末端弹道倾角及攻角的要求,性能优于传统的带落角约束的最优导引律.     

攻击大机动目标的变结构末制导律设计

研究优化末制导的性能问题,针对导弹动态系统的非线性关系,通过分析导弹和目标的相对运动系统状态方程的可观性,为了攻击大机动目标,提出修正极坐标系,根据非线性系统鲁棒控制理论和滑模变结构理论来设计导弹的末制导律,实现对目标机动加速度的界进行在线估计,同时保证系统稳定.把制导律应用于导弹系统并进行仿真,结果表明,导弹和目标的视线角速度趋于零,从而保证目标拦截成功.证明导弹制导算法对大机动目标有较强的鲁棒性,制导律应用于导弹攻击大机动目标是有效的.     

基于飞行时间估计带时间约束的末制导律设计

针对某些导弹要求限制末端攻击时间的作战要求,本文提出一种带末端攻击时间约束的新型制导律。所提出的制导律是通过线性最优控制方法的解而得到的,该制导律是比例导引律和攻击时间误差反馈的组合,此攻击时间误差有别于通过比例导引律所设定的攻击时间。本文用到飞行时间估算方法来完善所提出的制导律。所得制导律形式简单、实用。数字仿真结果证明所提出的制导律能够导引多枚导弹在期望的攻击时间同时命中固定目标。     

一种高空拦截导弹的自适应滑模制导律设计

针对使用传统的制导律拦截高空高速机动目标效果不佳的问题,提出了自适应滑模制导律;首先给出了比例导引律的具体算法,然后采用变结构控制理论,结合时变系统的特点,应用滑模自适应趋近律的概念,设计了导弹的自适应滑模制导律,并对其进行光滑处理,削弱了绕滑模的抖动;通过具体的仿真实例,表明了该制导律有更优良的弹道性能和鲁棒性,所需的控制能量更少,脱靶量更小,制导精度更高,相比传统的比例导引律,具有更强的实用性和有效性。     

一种针对机动目标的三维鲁棒导引律

针对球坐标系下的三维导弹与目标相对运动模型,基于零化导弹与目标视线角速度的思想,在不依赖于碰撞线附近线性化的假设的情况下,设计了满足输入-状态稳定性(ISS)理论的非线性鲁棒导引律.该导引律的设计不需对目标机动加速度做自适应估计,在目标运动信息完全未知的情况下可实现对机动目标的扰动抑制、跟踪和拦截.仿真结果表明,所设计...     

基于MGEKF的反辐射无人机末制导律设计

针对反辐射无人机攻击空中机动目标的特点,提出了一种利用MGEKF滤波算法估计无人机-目标接近速度信息的变结构导引律;该导引律利用变结构控制的干扰不变性特性,将目标机动看成是未知的有界干扰,实现了目标有界机动条件下视线角速度的零化;同时针对无人机和目标的接近速度信息不能直接测量的特点,对典型的目标运动模式进行运动状态估计;最后在无人机非线性六自由度仿真模型上仿真证明,其末制导精度优于传统广义比例导引律,且具有较好的工程应用前景。     

基于分数阶微积分PD^λ比例导引制导规律

为了继承和发扬传统PID比例导引的优点, 同时弥补其不足, 本文在扩展PID比例导引制导律的基础上,提出了分数阶微积分PD^λ比例导引律. 首先介绍了分数阶微积分的定义、性质及其数值方法, 分析了分数阶微积分PD^λ比例导引制导系统的静态误差和制导灵敏度, 研究了分数阶微积分PD^λ比例导引律的弹道特性和控制器特性, 最后结合仿真分析得出结论: PD^λ控制器对其本身参数和被控对象参数的变化都不敏感, 具有更强的鲁棒性,PD^λ比例导引律提高了导弹制导系统的性能, 提高了导弹的命中精度.     

基于预测落点导引律的制导炸弹中制导律设计

关于炸弹精确制导优化控制问题,是根据精确制导炸弹的飞行特点,要求精确打击目标.为了修正运动中的偏差,设计了制导炸弹的中制导规律,以实现对目标的精确打击的控制系统,提出了以预测落点作为反馈控制量的预测落点导引律,将制导炸弹有效导引向目标的任务,且保证落点脱靶量小.为提高制导律性能,进一步设计了比例微分积分形式的修正预测落点导引律,并进行了六自由度仿真及打靶试验.仿真结果表明,修正预测落点导引律生成的制导参数变化平稳、分布合理,可使制导炸弹保持很好的弹道性能,从而保证对目标实施精确打击,为精确制导设计提供了依据.     

红外制导导弹最优导引律工程实现方法研究

为了研究提高导引精度,用最优控制理论推导出的最优比例导引律,给出了一种只需目标视线角速率信息的最优比例导引律工程实现方法,方法不需要最优比例导引律中的相对速度、目标加速度和剩余时间等信息,与基于小离轴角的假设推导得出的经典的比例导引律相比,可满足近距格斗导弹大离轴发射和攻击高机动目标的要求。经仿真结果证明,最优比例导引律的工程实现方法尤其适合不带测距功能的红外制导导弹,与需要剩余时间估计算法的方法相比具有更强的工程可实现性。     

一种改进的组合末制导律研究

在分析经典比例导引律基础上,利用有限获得的制导信息,通过非线性估计器来估算视线角加速度,提出一种由比例项、角加速度项和前置角项组成的改进的组合末制导律.它具有纯比例导引结构简单、易于实现的优点,同时能够克服其攻击机动目标能力较差的缺点,提高了系统的可观性.经过大量数字仿真研究表明,应用这种改进的组合末制导律,导弹的最大及最小过载均小于常规比例导引,同时脱靶量及命中时间也有明显降低,有效地提高了导弹的制导精度.     

终端角约束鲁棒制导律设计

研究优化制导系统性能,攻击具有终端角度约束地面目标的制导精度问题,存在测量误差的影响。为了提高精确制导律,提出一种考虑信噪比影响的H"非线性末制导律。以导弹与目标在纵向平面内的二维相对非线性运动为研究对象,建立弹目运动学模型,考虑信噪比的影响,以攻击末端姿态角度误差及控制能量最小为性能指标,基于准平行准则根据H∞理论设计鲁棒末制导律,并用Lyapunov稳定性理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性。最后根据制导精度及角约束条件给出量测系统测量信号的信噪比进行仿真,结果表明,设计的末制导律满足终端角度约束的要求,并提高了制导精度,为系统提供了依据。     

Flatness-based hypersonic reentry guidance of a lifting-body vehicle

This paper deals with the design of a guidance algorithm for the hypersonic phase of a lifting-body vehicle. The guidance strategy is based on a particular kind of nonlinear dynamic inversion, the so-called flatness approach. The main advantage of this approach is that the longitudinal guidance law is in-flight self-adaptive to any feasible hypersonic trajectory and can be written in analytical form with a small set of design parameters. Therefore, the required on-board computational resources are limited, and a reduced off-line design effort is needed for the change of vehicle parameters. Moreover, the closed-loop longitudinal guidance commands are computed on-board in a coupled way without relying on an explicit deceleration profile. Consequently, the approach leads to an efficient management of the degree of freedom associated with the angle-of-attack. PID controllers are then designed based on the longitudinal flat model in order to circumvent uncertainties and parameters dispersions. The crossrange is controlled by a series of bank reversals determined by an azimuth error deadband. The robustness and performance of the proposed guidance law are assessed by performing Monte Carlo runs with various sets of dispersions.     

Composite Finite‐time Convergent Guidance Law for Maneuvering Targets with Second‐order Autopilot Lag

This paper aims to develop a new finite‐time convergent guidance law for intercepting maneuvering targets accounting for second‐order autopilot lag. The guidance law is applied to guarantee that the line of sight (LOS) angular rate converges to zero in finite time and results in a direct interception. The effect of autopilot dynamics can be compensated based on the finite‐time backstepping control method. The time derivative of the virtual input is avoided, taking advantage of integral‐type Lyapunov functions. A finite‐time disturbance observer (FTDOB) is used to estimate the lumped uncertainties and high‐order derivatives to improve the robustness and accuracy of the guidance system. Finite‐time stability for the closed‐loop guidance system is analyzed using the Lyapunov function. Simulation results and comparisons are presented to illustrate the effectiveness of the guidance strategy.     

基于拟连续高阶滑模的高超声速飞行器再入姿态控制

考虑模型参数不确定和外界干扰对再入制导控制性能的影响,基于拟连续高阶滑模控制策略对高超声速飞行器的再入制导控制问题进行了研究.首先,给出再入制导指令的设计过程.其次,基于再入飞行特性对模型进行简化,获得面向控制的姿态模型,在此基础上,通过引入新的控制变量,设计解耦滑模面,实现姿态间的解耦.再次,为了削弱控制抖振,通过引入虚拟控制,对系统进行增广,基于齐次性理论设计拟连续三阶滑模再入姿态控制器,确保系统在有限时间实现对制导指令的稳定跟踪.最后,六自由度再入飞行器的制导控制一体化仿真结果表明,本研究给出的控制策略在不影响系统鲁棒性的同时,能够实现对标称轨迹和再入姿态的综合控制.     

神经网络和遗传算法在动态路径诱导中的应用*

针对智能交通路径诱导目前存在的实时性差和求解效率低的问题,提出了将神经网络与遗传算法结合的动态路径诱导方法,研究了基于神经网络的交通信息实时预测方法,构造了具有时变性的路阻矩阵,解决了传统静态路阻存在时变性差等的局限性问题;探讨了基于遗传算法的最优路径求解问题,提出了适用于路径优化的编码方式、适应度函数和遗传操作算子,解决了求解效率和求解质量的平衡问题。仿真实验表明,该方法满足路径诱导的准确性、实时性和快速性要求。     

高精度微波引导设备角度数据检测系统设计与实现

针对当前某高精度微波引导设备的角度制导性能精准检测难度大的问题,基于ARM+DSP+FPGA的总体架构,研究并搭建了高精度角度数据检测系统的硬件电路结构,基于C/C++、VHDL和Verilog开发了角度数据测试软硬件程序,实现了对微波引导设备空间角度、数据信号的接收、处理、解算和测量;并进行试验验证,结果表明该系统实现了设计功能、达到了指标要求,对高精度微波引导设备角度测量方位角优于0.16°,仰角优于0.18°,数据字与设备预置信息一致,满足高精度角度、数据的检测要求,对有效提高该微波引导设备的可靠性具有重要意义。     

交通出行诱导的离散Stackelberg动态博弈模型及其求解算法

针对交通出行诱导的实际需要,分析了道路交通管理者和道路使用者的博弈策略和博弈特征.通过道路使用者信息的模糊模型.建立了交通出行诱导的离散动态Stackelberg博弈模型.分析了交通出行诱导的两阶段博弈特征,提出了基于逆向归纳法的博弈模型求解算法.通过对模型无约束转化,运用Monte-Carlo法对示例路网进行了计算机求解,求解结果表明产生的交通出行诱导方案能够实现系统最优下的用户最优.     

Integrated Game Based Guidance with Nonlinear Autopilot Design for Maneuvering Target Interception

The integrated game theory based guidance law with nonlinear autopilot (GGNA) system is presented in this paper. The guidance law is designed based on linear differential game theory while considering the motion of the target in 3‐D space such that the distance between the missile and the target is minimized faster than before. The autopilot system based on quaternion representation is developed using sliding mode control method to generate the attitude command. The stability of the integrated guidance and nonlinear autopilot system is analyzed with Lyapunov stability theory. In addition, this research assumes wingless missiles in our context in order to reduce the nonlinear effect from the aerodynamics. Furthermore, in order to extend the operation range of missiles from endo‐atmosphere to exo‐atmosphere, the missiles are equipped with Thrust Vector Control (TVC) mechanisms and Divert Control System (DCS). Finally, extensive simulations incorporating aerodynamic models are demonstrated to verify the validity of the proposed integrated guidance/autopilot systems. Moreover, the simulation results reveal that the mission of intercepting a maneuvering target is successfully accomplished.     

海防监控系统中雷达引导功能的设计与实现

为了使海防视频监控系统能全天候、全天时有效地工作,需要将雷达与光电传感器配合使用,雷达引导是一种基本的协调使用方式。雷达引导是指通过雷达锁定目标并引导伺服转台转向目标。针对常用的雷达光标引导和目标引导方式的不足,本文提出了一种新的鼠标引导方式,直接双击雷达画面上的目标即可进行引导。本文阐述了鼠标引导的实现方法。该方法在实际系统中使用后,提高了系统实时性和操作上的方便性。     

Adaptive backstepping impact angle control with autopilot dynamics and acceleration saturation consideration

This paper presents a robust impact angle constraint guidance law for maneuvering target interception in the presence of autopilot dynamics and input saturation. The presented guidance law is designed on the basis of a combination of adaptive backstepping control technique and higher‐order sliding mode differentiator. Different from existing impact angle constraint guidance law using sliding mode control, the line‐of‐sight angular rate and impact angle tracking error are regulated by two different virtual control laws. Because the future course of action of the target, an independent entity, cannot be predicted beforehand, adaptive laws are introduced in guidance law derivation for disturbance rejection. Unlike dynamic surface control approach, higher‐order sliding mode differentiator is adopted here as an alternative way to obtain the derivatives of the virtual control laws, thus leading to the exact tracking performance of backstepping control. Detailed stability analysis shows that both the line‐of‐sight angular rate and impact angle error can be stabilized in a small region around zero asymptotically. Simulation results explicitly show that accurate interception is achieved with a wide range of impact angles. Copyright © 2017 John Wiley & Sons, Ltd.