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针对末制导阶段导弹以期望的终端落角攻击高机动目标的需求,将Super-twisting算法与自适应滑模扰动观测器相结合,提出一种满足终端落角约束的二阶滑模制导律。目标机动带来的干扰导致系统扰动的上界未知,将目标加速度视为系统扰动,设计自适应滑模扰动观测器对系统扰动进行在线估计,通过对观测器增益进行自适应调整,克服传统观测器选取增益时依赖扰动上界的缺陷。设计改进的Super-twisting算法作为制导律的趋近律,在降低抖振的同时使制导律可充分利用导弹的过载能力,从而提升系统的收敛速度,解决传统Super-twisting算法中系统状态远离平衡点时收敛速度慢的问题。基于李雅普诺夫稳定性理论,证明该制导系统能在有限时间内收敛。数学仿真结果表明:自适应滑模扰动观测器和所设计制导律有效,自适应滑模扰动观测器能够准确跟踪系统扰动,所设计的制导律能够满足期望的终端落角约束,且具有较高的命中精度,脱靶量小于0.2 m。 相似文献
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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。 相似文献
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考虑自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的鲁棒末制导律 总被引:1,自引:1,他引:0
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。 相似文献
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带视线角约束的多导弹有限时间协同制导律 总被引:4,自引:2,他引:2
针对多导弹在平面内从各自期望方向同时击中机动目标的问题,提出了一种带视线角约束且能打击机动目标的有限时间协同制导律。基于平面内的导弹-目标相对运动方程建立了考虑视线角约束的多导弹协同制导模型;在视线方向基于多智能体协同控制理论和积分滑模控制理论设计了多导弹分布式有限时间协同制导律,以保证所有导弹打击时刻有限时间趋于一致;在视线法向方向采用非线性干扰观测器对目标加速度在有限时间内进行估计,并基于有限时间滑模控制理论设计了带视线角约束的制导律,以保证导弹击中机动目标且其视线角有限时间内收敛到期望值。通过仿真验证了所设计的协同制导律可使多导弹从各自期望方向同时击中机动目标。 相似文献
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针对机动目标寻的制导中带有终端角度约束的制导律设计问题,提出了基于非光滑控制的制导律设计方法。首先建立了飞行器与目标的三维相对运动模型,应用非光滑控制方法,设计非线性制导律,使齐次系统满足渐近稳定和齐次度为负的条件,达到终端角度要求。其次,应用高增益观测器对制导信息进行估计,通过对观测器状态进行扩张,完成目标机动加速度的估计。最后,对所设计的制导律进行了数值仿真,校验了设计方法的有效性。 相似文献
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针对三维空间导弹和地面机动目标相对运动的非线性模型,将目标运动速度和机动加速度视为有界扰动,设计了一种击顶制导律策略。制导策略分为2部分:第1部分基于弹目视线倾角角速度和偏角角速度反馈,利用非线性系统输入输出线性化方法设计了接近制导律,保证导弹朝向目标运动;第2部分基于弹目视线倾角反馈,利用非线性系统输入输出线性化方法设计了击顶制导律。该制导律在保证弹目视线角速度趋零的同时还可保证视线倾角趋于- 90°,从而实现对目标的垂直打击即击顶。从理论上分析了制导系统的稳定性和精度。数值仿真结果证实该制导律有效。 相似文献
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本文应用最优控制理论和扰动利用原理,推导了一种导弹干扰利用最优末制导律。此制导律以终端脱靶最小和控制能童消耗最小为性能指标,在三维空间的复合制导体制中可以用于拦截空中机动目标。并将诸如重力、目标机动及作用在导弹上的阵风等外加影响以波形干扰的形式直接反映在制导律中,同时还相应讨论了适合干扰利用最优控制的剩余飞行时间估计方法,其中考虑了导弹轴向加速度和波形干扰的影响。 相似文献
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带有落角约束的间接Gauss伪谱最优制导律 总被引:1,自引:1,他引:0
针对带有落角约束的末制导问题,提出了一种基于极小值原理和Gauss伪谱法的最优制导律。以期望落角方向为坐标轴定义了落角坐标系,并在其中建立了线性化的导引运动关系方程。将控制系统简化为1阶惯性环节,利用极小值原理得到正则方程,然后引入Gauss伪谱法进行离散,将其转化为代数方程,结合边界条件,推导出最优制导律的解析表达式,无需任何积分过程,避免了求解黎卡提微分方程。仿真结果表明,所提出的算法运算量小,计算效率高,同时也能方便地求解出复杂加权矩阵下的最优制导律,能够在满足落角约束的条件下更快地收敛到落角参考线,并且具有更小的末端需用过载。 相似文献
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多约束条件下对地攻击的最优制导律 总被引:2,自引:1,他引:2
针对现代空地武器多约束、高精度制导的基本需求,本文将空地武器三维运动分解成俯仰平面和转弯平面两个平面运动,以此为基础分别设计制导律。在制导律设计过程中,综合考虑脱靶量、落角、入射角、导弹动态特性等多约束条件,运用二次型最优控制的黎卡提方程推导出一种新的韦0导律,并给出了0阶无时延系统的近似表达式。最后运用典型弹道仿真和对比试验验证了该制导律的可行性和良好的弹道性能。结果显示该制导律不但能够满足多约束高精度制导的需要,而且对末端攻角控制和早期弹道修正具有较大的优势。 相似文献
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针对带有视场约束的多飞行器协同攻击静止目标问题,提出一种分布式协同导引律。通过速度坐标系下交战运动方程,将非线性运动模型转换为2阶智能体模型、相应的视场约束转换为智能体类速度约束。结合速度约束一致性协议设计了一种到达时间协同导引律,实现了带视场约束条件下的多飞行器协同攻击。研究结果表明:提出的导引律克服了传统协同导引律存在数值奇点的问题,协同过程不需要进行导引律的切换。通过数值仿真和对比研究验证了所提导引律的有效性,并在测量噪声与通信延迟存在的情况下依然具有稳定的制导性能。 相似文献
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空基动能拦截弹制导控制系统建模与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究用于弹道导弹助推段拦截的空基动能拦截弹的制导控制系统,探讨了弹道导弹助推段拦截的作战过程,建立了弹道导弹助推段飞行的弹道模型;根据弹道导弹在助推段的飞行特点,建立了动能拦截弹制导控制系统模型,其中包括拦截弹结构模型、动力学与运动学模型、相对运动模型、传感器测量模型、复合制导模型和直接力/气动力控制模型。在Matlab/Simulink环境下开发了弹道导弹助推段拦截的数字仿真系统,并对仿真结果进行了分析。仿真结果验证了模型的合理性,可为空基拦截弹制导控制系统的设计提供参考。 相似文献
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利用强迫奇异摄动方法(FSPT),对具有动力学滞后环节的导弹与目标在三维空间内的全信息二人零和非线性微分对策模型,求解出时策双方的最优控制策略。再将导弹的最优控制策略(鞍点导引律)分别在目标作常规圆机动、随机最佳躲避、鞍点最优躲避下进行数值模拟计算;同时,还分析了随机测量噪声的影响。最后,将导弹最优控制策略的数值模拟结果与古典导引律的模拟结果进行比较分析,得出了几点结论。 相似文献