机动高速目标的全向拦截制导律研究

针对机动高速目标拦截制导问题,建立了全向拦截机动高速目标的相对运动方程,推导并设计了能同时进行顺轨和逆轨拦截的全向真比例(OTPN)制导律,无需对目标加速度的估计和增加修正项即可满足对机动目标的拦截制导,能有效避免目标机动参数估计误差对制导精度的影响。数值仿真结果验证了OTPN拦截制导律可有效拦截机动高速目标,同等初始条件下,OTPN在捕获范围、弹道特性、过载变化、总控制量等拦截参数上均优于传统的经典比例、负比例及其扩展制导方案。     

拦截大机动目标自适应模糊制导律

为了满足拦截高速大机动目标、高精度制导的需要,将制导律设计问题转化为反馈控制问题,基于模糊控制理论,提出了一种解析描述模糊控制规则的新型自适应模糊导引律.该模糊控制器将比例制导律指令及其微分作为模糊控制的输入量,模糊控制规则及模糊推理用解析式表达,易于计算、调整,适合实时在线控制.该导引律能够根据目标加速度和目标速度的变化自适应地改变模糊控制规则,因此具有较强的鲁棒性.对拦截高速大机动目标的大量仿真结果表明,所提出的导引律在脱靶量、拦截时间等指标方面显著优于传统的比例导引律.     

机动目标的鲁棒几何法导引律仿真分析

基于机动目标,以空间微分几何和李雅普诺夫稳定性原理为基础,通过仿真分析鲁棒几何法导引律在追击不同机动目标时的弹道。在不同发射角下追击相同目标时,比较比例导引法和鲁棒几何法两种导引律的弹道特性。仿真结果表明鲁棒几何导引法具有以下优点:不需要额外的测量信息,兼具比例导引律的易执行性和微分几何制导律对视线旋转抑制的有效性。该制导律可以拦截大机动目标,且性能优于现有的变系数比例导引算法,同时拦截过程中过载曲线变化更为合理,弹道平直不需要得到目标精确的加速度和速度方位信息,对目标机动具有强的鲁棒性。     

平面微分几何制导律应用研究

分析了微分几何制导律在战术弹道导弹拦截场景中的捕获条件和捕获能力.首先根据古典微分几何中的曲率理论将微分几何制导曲率指令从弧长体系转换到时域下,然后给出了指令攻角的算法和微分几何制导律,最后推导出拦截高速目标时的初始必要捕获条件.仿真结果表明,微分几何制导律可以应用于战术弹道导弹拦截场景,且与比例导引律相比,该制导律对变机动目标具有更强的鲁棒性.     

大离轴角发射导弹的制导律研究

讨论了战术寻的导弹加速度受限、大离轴角发射的导引、制导问题。基于反馈线性化原理，提出了一种新的制导方案。在大离轴角发射条件下，应用反馈线性化制导律(FLGL)和比例导引方法(PN)进行了仿真计算。结果表明，反馈线性化制导律在大离轴角发射情况下是有效的。     

纯比例导引律解析解与三维碰撞角约束制导

为提高空地导弹碰撞角约束制导的精度和鲁棒性,增强其对防空系统的突防能力和对目标的打击效果,基于纯比例导引律（pure proportional navigation,PPN）拦截固定目标的解析解,提出了一种新的三维碰撞角约束制导律（three-dimensional PPN-based impact-angle-control guidance law,3D-PPNIACG）。首先,基于PPN拦截固定目标解析解,分析了基于PPN的二维碰撞角约束制导律（two-dimensional PPN-based impact angle constraint guidance law,2D-PPNIACG）的拦截制导性能,包括最大过载、能量消耗与捕获区域。其次,基于2D-PPNIACG和三维拦截制导的垂直分解方法,结合对空间几何关系的深入分析,提出了控制铅垂面内落角和水平面内碰撞角的三维碰撞角约束制导律（3D-PPNIACG）,并对该制导律的实用性和鲁棒性进行了充分讨论。最后通过数值仿真,验证了3D-PPNIACG在碰撞角约束制导中的有效性和鲁棒性。研究和仿真结果表明,所提出的3D-PPNIACG结构简单、易于实现、鲁棒性好,在考虑测量误差、动力学响应延迟等现实因素的情况下,可有效实现水平面内的碰撞角约束制导和铅垂面内的落角约束制导,具有良好的应用前景。     

指向预测命中点的最短时间制导

拦截时间最短为指标函数的最优制导策略要求导弹沿命中点视线方向飞行,但制导指令形成方式并未得到有效解决。根据最短时间制导策略原理,以相对预测命中点的制导误差渐进收敛为条件设计了新的制导算法,解决了非线性拦截系统最短时间拦截制导策略的指令形成问题。针对末制导系统信息来源和拦截系统参数变化特点,提出了简化算法。新的制导算法能够保持最短时间拦截策略的最优性,适合大离轴角发射情况下对高机动目标的拦截。仿真结果表明新制导算法确实具有拦截时间短,脱靶量小的优点。     

比例导引导弹一体化制导控制系统设计

提出了在比例导引的战术导弹中设计一体化制导控制系统的新思想。依据比例导引的规范要求，以拦截点零跟踪误差为条件，给出了一种最小能量型一体化制导控制器。这种一体化的制导控制器将制导和控制有机地协调一致，克服了传统的比例导引系统的不足，大大提高了导弹的导引精度，仿真结果证明该设计方法是完全可行的。     

一种攻击大机动目标的PID型比例导引律

传统的比例导引（ＰＮ）具有两个缺点,一是攻击大机动目标的控制精度差,二是指令加速度过载大。为此,本文提出了一种攻击大机动目标的扩展ＰＩＤ比例导引（ＰＩＤ－ＰＮ）制导规律。     

攻击机动目标的最优导引规律研究

针对纵轴方向没有轨控发动机的ＫＫＶ,建立空间拦载的线性运动学模型,通过采用新的剩余时间计算方法,提出了拦截任意机动目标的最优导引规律,最后,分别采用最优制导律和比例导引,对平面拦截过程进行计算机仿真。仿真结果表明,最优制导律和比例导引相比更能有效地拦截机动目标。     

红外寻的制导空空导弹变结构比例导引律研究

经典的比例导引律不能满足近距格斗导弹大离轴发射和攻击高机动目标的要求。前人提出了多种解决此问题的制导规律,除需要目标视线角速度信息外,还需相对速度、目标加速度和剩余时间等信息,这在被动红外制导导弹上实现是十分困难的。本文以变结构控制理论为基础,给出一种只需目标视线角速度信息的新型制导律,实现了在目标机动的条件下、有限时间内目标视线角速度的零化,大幅度地改善了制导性能。仿真结果证实了设计方法的正确性。     

导弹平面拦截问题的导引律分析

针对平面拦截问题,以比例导引法和基于微分几何与李亚普诺夫稳定理论的鲁棒几何制导方法为例,对两种制导方法进行了仿真分析比较,证明了结合现代控制理论的鲁棒几何方法是一种具有更高精度的导引律.     

基于扩展滑动模态控制的末制导律设计

对于三维目标拦截问题，提出了一种新的具有鲁棒性的扩展连续滑动模态末制导律。基于变结构控制理论的方法和零化弹目视线角速率的思想，选择一个合适的滑动区域代替传统变结构滑动模态的设计，同时将目标的机动加速度视为已知的有界扰动。设计得到了具有鲁棒性的三维扩展的连续滑动模态末制导律。该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了扩展的连续滑动模态末制导律在滑动区的可达性和渐近稳定性。该方法简单，易于理解，便于工程应用，数字仿真验证了所提出的制导律更适合拦截大机动目标。     

战术导弹的PID型比例最佳制导

本文提出了一种PID型导引方法。这种导引方法以广义视线角误差(视线角速度积分,比例,微分的函数)绝对值极小为准则,可以实现准平行接近法导引,它对弹体的过载要求低,可以攻击高机动目标。线性制导方式即为PID型比例导引,它是一种次最佳制导策略。PID型比例导引使制导系统的稳定性,动态品质和准确度得到协调提高,对制导参数,导弹自动驾驶仪参数摄动的鲁棒性高。本文的PID型比例导引克服了[3]的PID型比例导引结构上存在的缺陷,仿真结果证明了上述结论。     

离散自抗扰变结构末制导律设计

针对未来导弹拦截高速大机动目标高精度制导的需要,为使导弹制导系统具有良好的鲁棒性和精确性。提出了一种离散自抗扰变结构末制导律。首先利用自抗扰控制器中跟踪微分器具有的良好滤波特性,对被噪声污染的视线角速率信号进行滤波。其次通过扩张状态观测器实时估计目标加速度。最后采用了一种基于幂函数趋近律的离散变结构制导律,幂函数趋近律能够有效减弱变结构控制系统中切换函数抖动问题。因此这种离散自抗扰变结构末制导律能够有效克服量测噪声和目标加速度不确定对制导系统的影响。通过对机动目标进行仿真,结果表明该方法可以对输入噪声滤波且对目标加速度实时估计,具有较强的鲁棒性和抗干扰能力。     

拦截高速运动目标广义相对偏置比例制导律

针对经典比例导引法在末制导阶段拦截高速运动目标时捕获域较小、无法有效利用导弹机动能力及难以实现碰撞角约束等问题,提出了一种广义相对偏置比例制导律。为扩大经典比例导引律的捕获域及提升其对导弹的机动利用能力,设计了一个时变导引系数,使所提制导方案可综合比例及反比例2种导引律的优势。为实现对高速运动目标的定向打击,引入了相对偏置比例,通过控制相对飞行轨迹角以实现对碰撞角的约束。为提升制导方案在拦截高速机动目标时的性能,在制导指令中对目标机动影响进行了补偿。数值仿真结果验证了该制导方案相比于经典的比例导引法具有更大的捕获域和过载利用度,以及较强的碰撞角约束能力。     

弹道导弹主动段拦截导引律研究

处于主动段的弹道导弹具有很大的纵向加速度,常规的制导律很容易因为提供的爬升能力不足,使拦截弹在拦截末端陷入尾追,而导致拦截失败,对此,文章分别设计了能够克服目标纵向加速度的中制导律和末制导律。在中制导律的设计中,首先采用了对基于零脱靶量的中制导律引入目标运动补偿项的方法,设计了一种中制导律,此外结合空基反导的特点,通过控制弹目相对高度差和相对偏航距离为零达到控制视线角速度的方法,设计了另一种中制导律。末制导律采用了滑模制导律,仿真结果表明文中所设计的制导律能够以很高的精度拦截目标。     

升力式再入飞行器全程三维自主制导方法

为增强升力式再入飞行器任务的灵活性,减少射前准备,实现快速发射和精确打击,研究一种升力式再入飞行器全程三维自主制导方法.首先,再入段制导提出通过再入走廊上下边界内插得到阻力加速度剖面,倾侧角采用两次反转的设计方法,通过调节阻力加速度剖面的内插值系数和倾侧角的反转点来满足约束和精度的要求;然后,下压段仅依靠飞行器当前信息和目标点位置采用比例导引的形式来设计导引律,并通过对导引系数的实时更新实现以一定的弹道倾角对目标的精度打击;最后通过对再入段和下压段衔接点处控制指令的平滑过渡,得到全程三维自主制导方法.蒙特卡洛打靶仿真结果表明,该制导方法能够导引飞行器在满足再入约束的情况下以规定的弹道倾角对目标实施精确打击,其中打击偏差小于10 m,弹道倾角偏差小于1.3°.     

一种基于θ-D次优控制的三维末制导律设计

最优制导律在求解Hamilton-Jacobi-Bellman(HJB)方程时十分困难。θ-D方法是一种基于State Dependent Riccati Equation(SDRE)方法的新型次优控制方法,能够获得HJB偏微分方程的近似闭环解。针对最优制导律在求解HJB方程时十分困难的问题,文章在考虑导弹自动驾驶仪动态特性和末制导的三维真实拦截情况下,建立导弹和目标的三维相对运动方程,基于θ-D次优控制方法,经状态重定义后对模型方程的伪线性化处理,得到闭环形式的θ-D三维末制导律。为验证所提出制导律的制导性能,分别针对目标不机动和机动的拦截情况进行了数值仿真。仿真结果表明,相比自适应变结构制导律,文中设计的θ-D三维闭环末制导律能克服自动驾驶仪动态延迟对制导性能的影响;对于目标作大机动逃逸的情况,其制导性能更优。     

低通滤波与卡尔曼滤波相结合的制导律识别

为利用观测数据对执行追踪任务的非合作目标飞行器进行制导律识别,采用一种通用的隐式制导函数对制导行为进行统一描述,并且给出了一种采用时变制导系数的模型来逼进隐式制导函数.在此模型基础上,利用低通滤波与卡尔曼滤波相结合的频域分离自适应卡尔曼滤波方法对观测数据进行实时处理分析,最终得到目标飞行器的制导律识别结果.仿真结果表明,在目标飞行器采用比例导引律或Bang-Bang变结构制导律的情况下,识别算法能够从观测数据出发,对目标飞行器的制导律完成有效和快速识别.