基于滑模干扰观测器的垂直攻击末制导律研究

针对导弹高精度、垂直打击地面目标的任务要求,将滑模干扰观测器和比例导引律相结合,提出了一种满足多约束条件的鲁棒性末制导方法.综合考虑落点、落角等约束条件,给出了纵向平面和侧向平面的比例导引系数的选取原则.为了弥补比例导引的不足,提高制导系统的鲁棒性,基于滑模干扰观测器对不确定性进行了估计,确保了系统对导引指令的精确跟踪...     

卫星制导炸弹带落角约束最优末制导律设计

针对卫星制导炸弹高度测量误差较大的缺点,利用最优控制理论设计了一种带落角约束的最优末制导律。为满足快速解算的需求,基于遗传算法优化得到次最优末制导律,使制导炸弹以陡峭的弹道攻击目标,消除高度误差对制导精度的影响。仿真结果表明:炸弹着地时弹道倾角接近-90°,法向需用过载远小于可用过载,具有良好的毁伤效果,末制导律制导精度高,鲁棒性强。     

具有终端约束的线性二次型微分对策制导律

主要针对具有终端碰撞角度约束的线性二次型微分对策制导问题进行研究.首先,采用终端投影法定义零效脱靶量和零效碰撞角作为新的状态变量,实现了系统降阶;然后,基于零和微分对策原理,进行制导律的推导,并对导航增益、鞍点解的存在域和理想拦截性能进行了分析;最后,分别针对目标作常值机动和方波机动2种情况对系统性能进行了仿真.结果表...     

一种导弹终端侵彻多约束最优制导方法

针对地面目标精确打击及高效毁伤的需求,提出一种满足终端位置、落角及攻角约束的最优制导方法。利用比例导引项、落角约束项及加速度约束项保证终端命中多种约束条件,并且设计制导阶次实现全程加速度指令的优化分配,保证命中目标时的加速度指令收敛为小量。通过仿真计算验证了该制导方法能够满足精度、落角及攻角等终端约束条件,同时具有更好的加速度指令特性,有利于增强导弹的精确毁伤能力。     

机动目标拦截含攻击角约束的新型滑模制导律

针对导弹带有攻击角约束的机动目标拦截问题,结合积分滑模和全局滑模控制方法的优点,设计了一种全新的导弹滑模制导律（SMGL）。在纵向平面内建立考虑攻击角约束的弹目相对运动方程。采用一种新的非线性饱和函数来构造积分滑模面中的积分项,提出了一种新型的非线性全局积分滑模控制方法,解决了传统积分滑模控制中系统暂态性能恶化的问题,降低了系统的稳态误差,保证导弹在有限时间内以更理想的攻击角命中目标,同时使导弹在整个拦截过程中具有很强的鲁棒性。采用动态面控制方法设计了考虑攻击角约束和自动驾驶仪动态特性的导弹全局非线性积分SMGL,基于Lyapunov稳定性准则证明了闭环系统所有状态最终一致有界。与传统线性积分SMGL和偏置比例导引律进行仿真对比,仿真结果验证了全局非线性积分SMGL的有效性和优越性。     

防区外投放制导炸弹滑翔段垂直面最优制导

研究了制导炸弹质点非线性运动模型条件下垂直面能量最省最优滑翔问题。为避免采用两点边界值计算带来的复杂性,以协态变量稳态解为基础求得了最优滑翔攻角的近似解析解。最优攻角满足非线性方程,需要采用叠代方法求解。为方便工程应用,给出了简化的最优攻角直接计算方法,并与最大升阻比攻角滑翔控制进行了制导性能比较。仿真结果表明,本文的最优滑翔制导律能够明显改善滑翔末端性能,滑翔末端高度得到较大增加,而速度减少不大。     

无人攻击机垂直命中目标的末制导律研究

综合考虑电视指令制导无人攻击机的作战过程,将其末制导律设定为满足落角约束的目标跟踪问题,设计了一种基于自动驾驶仪末制导律,该方法消除了自动驾驶仪动态因素和重力等因素的影响;并通过以平行接近法作为辅助导引法来克服追踪法的缺陷;新的末制导律加自适应卡尔曼滤波,使得无人攻击机不仅可以对固定目标实施攻击也可以对低速移动目标实施攻击,且能保持无人攻击机垂直命中目标,提高作战效能。     

考虑自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的鲁棒末制导律

针对制导弹箭打击机动目标时带攻击角约束的末制导问题,考虑自动驾驶仪动态特性以及目标机动不确定性对制导过程的影响,结合积分滑模与动态面控制方法,设计了一种新型鲁棒末制导律。自动驾驶仪的动态特性以含扰动的2阶动力学模型来表征,目标机动引起的模型不确定性以光滑非线性扰动观测器来估计。滑模面取视线角速率与视线角偏差的组合形式,且引入剩余飞行时间,以使制导弹箭在整个末制导过程中过载性能良好。依据李雅普诺夫稳定性理论证明了闭环系统中视线角速率与视线角偏差均最终一致有界任意小。通过数值仿真与弹道成型制导律及非奇异滑模制导律进行了对比,验证了该末制导律的有效性与优越性。     

多约束下距离加权最优滑模末制导律

为解决多约束下制导炮弹的精确制导问题,采用带有相对距离权函数的最优滑模末制导律,将权函数引入到最优制导律中,通过改变制导炮弹的运动轨迹、运动时间,进而增强制导精度。针对单权函数难以同时满足制导精度与导引头视线角、过载等约束的问题,采用不同权函数的分段加权方法解决加权最优末制导引起的制导问题。结合滑模变结构控制理论,设计分段加权最优滑模末制导律,增强制导系统的抗干扰能力。仿真验证结果表明,该末制导律既能解决过载、导引头视线角、落角等多约束情况下的精确制导问题,同时又具有一定的鲁棒性。     

多约束在线高斯伪谱末制导方法

针对高超声速飞行器研究了一种既能保证终端位置、动压、法向过载约束,又能保证终端落角、落速约束的末段制导方法。该制导方法基于高斯伪谱法实时解算非线性最优控制问题以获得最优反馈控制,将一种初值猜测策略加入到高斯伪谱法解算过程中以加速算法收敛,并在无反馈信息的最后一个制导周期使用比例导引方法以保证飞行器准确命中目标。在三自由度模型各项拉偏情况下进行蒙特卡洛打靶实验,仿真结果表明,在较恶劣的飞行环境下,在线高斯伪谱制导方法具有很好的稳定性和鲁棒性。     

带落角约束的有限时间收敛末制导律研究

针对导弹末制导过程中的终端落角约束的问题,基于滑模控制和有限时间控制理论,设计了一种有限时间收敛末制导律。利用终端滑模控制中滑模面上的跟踪误差能够有限时间收敛到0的特点,选取终端滑模面,引入落角约束项,采用有限时间稳定性理论对导引律的有限时间收敛特性进行了证明,并给出了收敛时间的数学表达式。将该末制导律与其他2种带落角约束的导引律进行了对比仿真。结果表明,利用该制导律,制导武器能以更高的命中精度和更小的落角偏差命中目标。     

反装甲车导弹落角约束制导律研究

针对反装甲车导弹打击目标时落角约束要求,研究了两类典型的具有落角约束的导引律。通过在滑模变结构导引律的基础上引入模糊逻辑控制以减小控制量的抖振和系统能量耗损;在比例导引律的基础上引入时变导航系数与偏置项来满足落角约束。对两种改进制导律的有效性进行了仿真校验。仿真结果表明,与变系数偏置比例导引律相比,模糊变结构控制在干扰影响下仍能保持较高的制导精度。     

Guidance Law Design Under Impact Angle Constraint Based on Nussbaum-type Gain Technique

Aiming at the guidance problem under impact angle constraint for homing missile against ground targets,a new adaptive robust nonlinear terminal guidance law was proposed in this paper.According to nonlinear kinetic relationship between the missile and target in vertical plane,a mathematic model was formulated while the motion of target and the system structure perturbation were regarded as limited disturbances.Based on the ideas of zeroing the rate of line-of-sight(LOS)angle and the impact angular tracking error,a nonlinear control strategy was contrived to obtain adaptive robust guidance law by adopting Nussbaum-type gain technique under a desired impact angle.The stability of guidance system in finite time is strictly proven by using Lyapunov stability theory.Finally,the numerical simulation verifies the effectiveness of the proposed scheme.     

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。     

带末端角度约束的多导弹协同制导律设计

为了实现饱和攻击与饱和防御,提出了一种针对机动目标的多导弹协同制导律。建立了视线坐标系下的弹目相对运动数学模型,设计了三阶扩张状态观测器,对目标机动加速度项和运动方程中的耦合项进行观测与跟踪。在导弹飞行前段,基于滑模变结构理论设计了攻击时间可控的多导弹时间协同制导律; 在导弹攻击末段,基于有限时间控制理论设计了满足终端角度约束的制导律,给出了导引律切换条件。仿真结果表明:该复合导引律能够使多枚导弹在满足攻击末端角度约束的条件下实现攻击时间协同; 该制导律采用完备的空空导弹轨迹控制系统进行仿真,能够满足实际工程应用的要求。     

地地常规导弹末制导律研究

通过对比例导引的特性分析,证明了末制导时间与制导控制系统时间常数之间应满足的关系及导弹的最大可用过载能力。为了满足地地导弹大落角战技指标要求,分别研究了过重补比例导引和弹道成形制导律,并对其工程应用方案进行了分析。最后对大落角制导律在使用中应注意的问题进行了总结。研究结论对地地常规导弹末制导律的工程使用有指导意义。     

带落角约束的导弹制导与控制一体化设计

对带有落角约束的导弹制导与控制一体化设计进行了研究。首先建立了俯仰通道的制导与控制一体化模型,利用自适应RBF神经网络对干扰进行在线估计,运用反演递推方法和滑模控制的方法设计了控制器,并且分析了闭环系统的稳定性。数字仿真表明所设计的控制器满足导弹打击精度和落角限制要求。