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多约束条件下导弹协同作战制导律 总被引:1,自引:1,他引:1
为了提高多枚导弹在多约束情况下的协同作战能力,在纯比例导引律的基础上,添加了与攻击角度、攻击时间约束相关的偏置量,形成了同时具有攻击角度和攻击时间约束的四维制导律.综合考虑导弹系统的动态特性、导弹自身的过载约束以及弹道的收敛性约束,采用自动控制原理和变系数比例导引律理论,对制导律的参数进行了设计,给出了取值方法.仿真结果表明:所设计的制导律能够使多枚导弹在满足过载约束的前提下,弹道前段弯曲末段收敛;实际攻击角与理想攻击角之差小于2°,实际攻击时间与理想攻击时间之差小于1s,可有效实现对目标的协同攻击. 相似文献
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针对大落角攻击要求,分析了终端落角约束制导律的解析解和脱靶量特性,提出了满足命中位置、落角、需用过载及目标跟踪要求的落角约束值装定设计方法;给出了终端落角约束制导律的推导过程,基于解析解分析了制导律的指令特性及飞行器速度、位置变化规律,并进行了仿真验证;利用伴随法分析了无量纲位置、角度脱靶量特性,确定了制导律收敛时间为至少15倍制导动力学时间;分析了制导律角度权系数变化对终端落角的影响,给出了装定落角约束值与精确落角约束之间的转换设计方法,并通过仿真验证了装定设计方法的正确性。 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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战术弹道导弹SINS/GPS组合制导研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了如何在战术弹道导弹 SINS上添加 GPS实现组合制导 .系统分析了战术弹道导弹 SINS/ GPS的不同组合模式及相应的数学模型 .分析了传统的卡尔曼滤波器算法的自身缺陷 ,设计了具有自动跟踪噪声统计性能的自适应卡尔曼滤波器 ,这种算法可以部分消除由于噪声统计性能的不确定性而对卡尔曼滤波器产生的不良影响 ,提高卡尔曼滤波器的滤波性能 .针对传统的卡尔曼滤波算法计算量大的缺点 ,将大系统分为若干个子系统 ,推导出了逐次正交化分布式卡尔曼滤波器算法 ,既保证了精度 ,又大大减少了计算量 .还分析了战术弹道导弹 SINS/ GPS组合制导的引入时机、制导方案的选择、对 SINS的校正方法 ,最后确定出了最可行的制导和校正方案 相似文献
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为增大导弹战斗部毁伤效能,同时保证结构安全和飞行稳定性,基于固定时间稳定性理论和反演滑模控制,提出了一种考虑攻击角度约束、状态约束和控制受限的多约束制导控制一体化设计方法。在纵向平面内构建了带攻击角度约束的制导控制一体化设计模型,将目标机动、系统扰动、建模误差等看作未知有界干扰,采用固定时间收敛的滑模干扰观测器估计和补偿干扰。构建了严格固定时间收敛的非奇异终端滑模面,解决攻击角度约束问题。利用二阶指令滤波器约束系统状态和控制指令,构建一种辅助系统补偿滤波器跟踪误差。利用李雅普诺夫稳定性理论,严格证明了闭环系统的固定时间收敛特性。最后,通过对比仿真验证了所提制导控制一体化算法的有效性和优越性。 相似文献
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针对单独使用某一种的导航设备都无法满足机载火控系统和飞行系统要求的问题,推导出 SINS/GPS 组合导航中的一种新的卡尔曼滤波算法.将有色噪声的白化处理引入到卡尔曼滤波器,设计了一套动态车载组合导航试验系统,给出了基于有色噪声白化的卡尔曼滤波器算法的具体步骤,以动态车载 SINS/GPS 组合导航系统试验的数据分析验证了此算法的正确性和合理性.分析结果表明:基于有色噪声白化的卡尔曼滤波器可以很好地解决有色噪声的影响,弥补了传统卡尔曼滤波器的不足,提高了导航结果的精确度. 相似文献
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通过非线性系统反馈线性化得到动能拦截弹的精确线性模型,根据动能拦截弹脱靶量分析结果和制导精度要求,结合直接力控制特点,设计了拦截弹三维末制导律。仿真验证了所设计制导律的有效性,满足拦截高空高速目标的技术需求。 相似文献
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文中提出了一种车载SINS/GPS/DR组合导航系统设计方案.针对车载系统工作环境中GPS信号易丢失和航迹推算误差较大的特点,选择了一种可重构联邦滤波器进行子系统的信息融合.仿真试验证明此方案可以充分利用各传感器的信息,保证了系统的精度,提高了系统的容错能力. 相似文献
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随着GPS姿态测量技术的发展,提出将捷联惯导系统和GPS输出的飞行器姿态信息也可以作为组合导航系统的测量值参与滤波算法.以Kalman滤波为基础,将两个导航子系统测得的飞行器位置、速度和姿态信息进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的导航参数.详细推导了这种组合导航方式的测量方程,并将该组合导航技术应用于某飞行器进行仿真.通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性,具有实际应用价值. 相似文献
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基于SINS/GPS组合导航的新技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
随着GPS姿态测量技术的发展,提出将捷联惯导系统和GPS输出的飞行器姿态信息也可以作为组合导航系统的测量值参与滤波算法。以Kalman滤波为基础,将两个导航子系统测得的飞行器位置、速度和姿态信息进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的导航参数。详细推导了这种组合导航方式的测量方程,并将该组合导航技术应用于某飞行器进行仿真。通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性,具有实际应用价值。 相似文献