跟踪-微分器在全捷联制导中的应用分析

以仅能获取角度信息的全捷联导引头为研究对象,针对采用直接微分提取惯性视线角速率时存在的噪声放大问题,基于跟踪微分器设计了一种全捷联制导信息提取算法。结合导引头的性能指标要求,对3种不同形式跟踪微分器的提取效果进行了对比分析。仿真结果表明,采用非线性微分器进行惯性视线角速率提取,可以减小延迟时间,避免噪声放大,有效提高制导精度,具有一定的工程应用价值。     

一种新型的最优末制导指令研究

研究了一种中远程战术导弹的捷联复合制导系统最优末制导指令的设计,重点研究了增加速率陀螺和加速度计反馈时对系统的影响。基于最优控制理论的二次型性能指标,将弹体－自动驾驶仪惯性设计为三阶受控对象,导出了最优制导指令的解析表达式,数字仿真结果表明,所作分析与设计是有效的。     

多约束条件下全捷联制导空地导弹弹道方案研究

针对全捷联空地导弹视场小、过载能力有限,对攻击目标具有一定角度约束的问题,提出了一种分段制导方案.该方案将攻击弹道分为滑翔段、落角约束段、截获调整段、末制导段和盲区段.滑翔段增加射程,落角约束段提前实现终端落角可控,截获调整段调整弹体姿态,使目标进入导引头视场区域内,为导引头截获目标创造条件,末制导段采用比例导引、姿态...     

全捷联导引头制导信息滤波算法及仿真

全捷联导引头存在制导所需的视线角速度信号不能直接测量的问题,基于无迹施密特卡尔曼滤波器(unscented Schmidt-Kalman filter,USKF)提出了一种全捷联导引头的制导信息提取算法。USKF对增广状态中的参数向量不进行校正,避免了参数观测误差过大对于滤波器性能的影响。在目标机动及制导律有落角约束要求的条件下,对制导信息提取算法进行了仿真验证。仿真结果表明,USKF滤波器性能优于传统非线性滤波器EKF及UKF,能够更准确地给出制导律所需信息,为全捷联导引头方案提供了理论基础及工程应用参考。     

弹目信息在纯方位末制导中的应用

在考虑“被动测量”的条件下，探讨了通过综合利用弹目信息来获取制导所需信息的方法，设计了一种适合被动雷达寻的末制导的运动跟踪滑模制导律；根据自适应推广Kalman滤波技术设计了目标跟踪滤波器；给出了简化的末制导数学模型，并进行了仿真计算。结果表明：所给方法可以较好地提高导弹的制导精度。     

基于遗传算法的卫星制导炸弹次最优制导律设计

为了满足卫星制导炸弹大着地角的弹道要求,基于遗传算法进行了次最优制导律的设计.建立了卫星制导炸弹运动状态方程,在此基础上导出了次最优制导律的表示形式,确定需要讨论的参数;结合遗传算法,进行建立种群、复制、交叉、变异等操作,经过迭代得到优化参数.利用设计所得的制导律进行了卫星制导炸弹六自由度全弹道仿真,与使用比例导引律的计算进行了比较,弹着角增加了60%,效果显著.由于遗传算法对问题的种类具有鲁棒性,该方法可以应用于各种带约束条件的次最优制导律的设计.     

新型制导律在变质心再入飞行器中的应用

研究了变质心再入飞行器动力学模型以及精确制导两方面的问题.基于分析力学中的虚位移原理,设计了一种再入飞行器新型最优制导律。采用解析法预测弹道落点,通过对最优虚位移的搜索,求解出总升力的最佳方向.推导了变质心动力学模型,以质量块为制导控制系统的执行机构,实现变质心再入飞行器的机动飞行.研究发现:质心变化引起的附加力矩是气动稳定力矩系数的函数;该制导律对过载并无要求。仿真结果表明:平均计算3次解析弹道即可完成一次制导指令,经制导控制后最终落点误差在10 m以内.     

大着地角最优制导律离散设计方法

为了解决卫星制导炮弹的制导问题,进行了考虑着地角、脱靶量和控制能量等多约束条件的最优制导律设计.在制导炮弹的制导阶段,弹目运动学模型是时变的系统,最优制导律的设计涉及到困难的变参数微分方程解析求解.通过离散计算方法来解决该问题,首先将运动状态方程组离散化,然后推导了各离散时间点最优制导律的递推公式,并通过取均值得到各时间段上常系数的制导律,以减少计算量.该方法降低了带多约束条件最优制导律的设计难度,同时具有较广泛的适用范围.利用设计所得制导律,进行了制导炮弹六自由度全弹道仿真,并同使用比例导引律的计算进行了比较.结果显示,着地角增加了108%,制导精度提高了246%.     

载人登月软着陆中手动控制制导方案研究

针对载人登月软着陆的接近段和着陆段,研究手动控制重新选址方案。首先引入了载人登月阶段划分,建立了登月舱动力学模型,然后对电视制导和舷窗制导2种手动控制选址方案进行了比较。电视制导方案中,宇航员能够直接在视场内选择新的着月点,并由自动控制系统实现对目标的制导;传统的舷窗制导要求宇航员全程参与控制,主要约束包括手动控制的延迟以及舷窗的视线范围,并且每次手动调节量有限。对2种制导方案的仿真结果表明,电视制导由于不受视线角约束,着月点可调整范围大于舷窗制导。同时电视制导对姿态机动的要求更高。并且宇航员重新选址操作进行得越早,着月点可调整范围越大。     

基于无迹卡尔曼的全捷联旋转弹导引信息估计

以旋转弹的全捷联导引头为研究对象,重点研究了旋转弹的全捷联导引头视线角及视线角速率估计方法。全捷联导引头的结构和传统速率陀螺导引头有较大差别,其测量系统与弹体固联,导引头只能获得弹体坐标系下的测量信息,并且测量信息中耦合有弹体姿态信息,无法直接用于旋转弹的控制制导。根据坐标系之间的转换关系建立了旋转弹惯性视线角的数学模型和视线角解耦模型,从而进一步确立旋转弹惯性视线角估计的数学模型。选用无迹卡尔曼滤波方法(UKF),设计出卡尔曼滤波器,对估计到的含有噪声信息的视线角进行滤波;最后进行数学仿真,验证了视线角估计数学模型的有效性,与扩展卡尔曼滤波方法(EKF)和容积卡尔曼滤波方法(CKF)相比,UKF对于全捷联旋转弹的导引信息估计有更高的精度。     

一种交班误差为最小的最优捷联中制导指令的设计

本文就计及弹性－自动驾驶仪惯性的高阶受控对象，基于二次型性能指标，导出了以剩余飞行时间及对象动力学系数为参变量的通用最优制导指令解析表达式，提出只需将终端飞机时刻更改为交班时刻，并按相应更改的剩余飞行时间算法，便可获得使交班误差为最小的最优中制导指令。仿真结果表明所作分析与设计是有效的。     

激光驾束制导飞行试验弹的自适应控制系统设计及仿真

本文根据激光驾束制导飞行试验弹的运动规律,给出了其简化运动学方程。鉴于其设计指标要求,选用离散模型参考自适应控制方案,并进行了数字仿真分析。针对自适应控制信号过大的问题,提出了一种改进方案——带限幅因子离散模型参考自适应控制方案。数字仿真结果表明,运用该方案设计的导弹控制系统保证了导弹的精度要求。     

弹载捷联惯性导航系统算法及仿真

为了提高制导炮弹对目标的命中概率和毁伤概率,根据末制导炮弹的射程近、飞行时间短的特点,建立简化的捷联惯性导航模型.在等效旋转矢量四元数更新算法基础上,采用优化三子样算法建立捷联惯性导航仿真平台,并通过模拟飞行轨迹和实测弹体飞行数据对系统进行仿真验证.仿真结果表明,采用的算法解算精度明显高于四元数毕卡求解法,同时对弹体飞行的18.95 s时间内实测数据求解姿态的最大理论误差达到10-6数量级,满足实时性和精度要求,同时减小了方向漂移对制导炮弹精度的影响.     

纯方位量测下增强可观测性的微分对策制导律

为改善导弹受到干扰或加装被动捷联导引头仅能够完成视线角度或纯方位量测情况下的导弹制导信息估计性能,提出了一种适用于纯方位量测的微分对策制导律。首先,通过对范数型微分对策制导律对策空间的分析,明确了捕获区的制导特性可以用于改进纯方位测量情况下的可观测性的设计思路。其次,在完成纯方位估计器设计的基础上,利用估计均方误差反映估计器可观测性的特性,建立了导弹控制量和可观测性之间的关系。然后在微分对策空间的捕获区域内,进行制导控制指令的选取,保证脱靶量的同时,提升估计器的可观测性能。最后给出了所提出的增强可观测性的制导律的执行流程,并考虑控制系统延迟和外部其他不确定性因素的影响,以及脱靶量控制优先的原则,对零控脱靶量参数和剩余飞行时间参数进行了设计。制导律的设计方法超出了确定性等价原理的框架,实现了滤波和制导律的集成设计。非线性仿真对比表明,采用所提出的制导律,可以获得较好的目标信息估计性能,且具有较高的单发命中概率。     

驾束制导导弹一体化制导控制系统设计

针对驾束制导导弹,运用超扭曲二阶滑模控制理论,提出了一种一体化制导控制系统设计方法.通过联立制导回路与弹体动力学方程,建立了一体化制导控制回路的四阶状态方程.运用该状态方程的转移矩阵,重新定义了零能脱靶量(ZEM),使其不再需要估计剩余时间,并将此作为滑模切换面,设计了一体化超扭曲二阶滑模制导控制系统.通过对目标的拦截仿真,结果表明制导线偏差可在有限时间内收敛到零,从而验证了该一体化设计方法的有效性.通过与传统制导控制分开设计法作仿真比较,证明了该方法的优越性.     

捷联中制导系统的一体化设计

研究了对抗活动目标的捷联中制导系统的一体化设计概念和方法，包括设计失调估计器以实施初始对准；设计导航滤波器以估计目标运动状态，进而构造有关导航参数；考虑高阶受控对象数学模型来设计最优中制导律。数字仿真结果表明，本设计能在飞行过程中实施快速初始对准，并能获得极小的交班误差．     

车载捷联式三轴稳定平台动力学建模与分析

为了获得车载捷联式三轴稳定平台的耦合力矩特性,建立了稳定平台系统的运动学与动力学模型.运动学模型分析结果表明,捷联稳定方式与陀螺稳定方式的基本区别在于信息的获取和控制方式,速率陀螺稳定是一种直接硬件补偿方法,而捷联稳定是一种软件补偿方法.动力学模型分析表明,车体与稳定平台系统各框架和各框架间均存在非线性耦合力矩.系统耦...     

基于最优状态反馈的小推力转移轨道制导策略

针对小推力变轨技术研究中的难点之一——飞行器的制导问题,提出了一种基于最优状态反馈的自主制导策略。首先利用传统Gauss型运动方程,推导出三个轨道根数增大最快的独立控制律;然后根据当前根数与目标值的偏差量对独立控制律进行加权组合;最后为高效可靠地获得最优制导律,采用一种遗传算法和逐次二次规划相结合的混合方法对权重进行了优化。该制导算法设计简单,无须预存参考轨道,能够实现飞行器的自主制导,并且具有燃料消耗次优的特点。仿真计算验证了该算法的有效性。     

GPS/SINS组合导航系统有飞航导弹中的应用

研究了ＧＰＳ／ＳＩＮＳ组合导航系统在飞航导弹制导中的应用。中着重研究位置速度组合模式的ＧＰＳ／ＳＩＮＳ组合导航系统的构成和算法，简化误差模型，引入衰减记忆滤波。仿真结果表明，组合导航系统较准确地给出导弹的位置，速度和姿态信息，大大提高了制导精度。     

一种抗击目标雷达关机的反辐射导弹制导新方案

提出一种基于自动驾驶仪和被动雷达寻的制导的抗关机制导方案,该方案利用导弹发射时机载定位系统提供了目标位置信息、目标雷达机关前导引头的测量信息及自动驾驶仪提供的导弹姿态信息,在雷达关机后,对目标视线角及视线观测角进行推算,从而达到抗关机目的。该方案具有简单,可靠,成本低廉等优点,仿真结果证实了该方案的有效性。