弹体追踪制导律制导回路建模及解析分析

在考虑简化动力学的情况下，以导弹初始瞄准误差为初始小扰动，建立含有简化动力学的弹体追踪制导回路模型。在此基础上求解其解析表达式。通过对解析解进行无量纲的标准化。得出的含有简化动力学的弹体追踪制导律制导回路只存在一个设计参数。它是无量纲的未制导时间。该设计参数直接决定了弹体追踪制导律导引回路的制导精度与法向过载的大小。通过对法向过载及终点脱靶量大小的分析，给出了该设计参数的取值范围。     

速度追踪制导律导引回路建模及解析分析

根据实际问题的物理意义，在不考虑弹体动力学的理想条件下，假设导弹初始侧向瞄准误差为小扰动，建立简化的速度追踪制导律导引回路的线性时变模型，并在此基础上求解其解析表达式，通过对解析表达式的分析可以看出，理想条件下速度追踪制导律导引回路实际上只存在一个设计参数，该设计参数直接决定了速度追踪制导律导引回路的制导精度以及失稳时刻。因此，本文最后提出根据脱靶量以及失稳时刻来选取该设计参数。     

速度追踪制导律导引回路建模及解析分析

根据实际问题的物理意义,在不考虑弹体动力学的理想条件下,假设导弹初始侧向瞄准误差为小扰动,建立简化的速度追踪制导律导引回路的线性时变模型,并在此基础上求解其解析表达式,通过对解析表达式的分析可以看出,理想条件下速度追踪制导律导引回路实际上只存在一个设计参数,该设计参数直接决定了速度追踪制导律导引回路的制导精度以及失稳时刻.因此,本文最后提出根据脱靶量以及失稳时刻来选取该设计参数.     

带角度约束的倾斜转弯飞行器制导律设计

针对倾斜转弯飞行器以给定角度攻击目标的要求,考虑控制回路动态特性对制导的影响,研究了带角度约束的制导律设计方法。以倾侧角和法向过载指令为控制量,建立了含控制回路动态特性的设计模型; 基于该模型和多通道解耦的思想,提出带角度约束的滑模变结构制导律,通过调整趋近律参数消除抖振。理论分析表明:在初始阶段,该制导律较最优制导律对过载的需求小; 通过优化制导律参数,当系统进入滑模面后,飞行器能按最优制导律命中目标。仿真表明,该制导律在满足落点和落角要求的同时,具有对过载需求分配合理、速度损失小的优点。     

两种追踪制导律对比研究

通过对两种追踪制导律的建模、求解,并分析解析解,得出弹体追踪制导律比速度追踪制导律响应速度慢的主要原因是其内回路存在一个慢根时间常数.在工程应用中可以根据制导精度、末制导时间、成本以及可实现性的难易程度等指标综合选取满足要求的追踪制导律.     

多约束条件下制导系数可变的最优制导律研究

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。     

用于复合制导的变结构中制导律研究

针对复合制导中的中末交班问题．应用变结构控制理论,设计了一种中制导律。该制导律能够零化速度前置角,所需法向过载小,能够很好的满足交班条件;不需要进行拦截点的预测;对于目标机动具有较强的鲁棒性;所需制导信息少．易于工程实现。仿真结果证明了所设计的制导律能够适用于远距离制导的复合制导中。     

制导动能弹最优初始参数计算方法研究

利用制导律和状态参数的代数关系,将带有控制量的微分方程组转化为由状态参数表示的微分方程组,然后利用伪谱法的思想,将由状态参数表示的微分方程组离散成为由一系列状态参数表示的非线性代数方程组,进而将制导动能弹的初始参数优化问题转换成为非线性规划问题,运用序列二次规划法求解最优初始参数。通过计算某型动能弹在不同速度下的最小初始倾角,并与蒙特卡洛计算结果以及在某一初始参数条件下制导方程计算结果对比发现,该方法用于计算多种约束下的制导动能弹最优初始参数是可行的。通过研究分析初始速度和初始倾角对命中性能的影响,进一步验证了该方法的可行性。     

提高弹体追踪制导律精度的研究

针对弹体追踪制导律简易制导弹药制导精度较低的问题,采用滞后校正设计法来提高此类制导弹药的制导精度。通过对制导和控制回路的合理设计,得到了符合设计指标要求的制导系统。证明了此滞后校正方法可以明显提高弹体追踪制导系统的精度。     

再入飞行器平飞段多约束制导方法

以再入飞行器为背景,研究了可满足终端经纬度、高度及速度约束的平飞制导方法。在纵向及侧向2个通道内分别引入需要过载作为中间控制量,以简化运动方程及制导律设计; 针对运动方程的非线性特征,利用反馈线性化方法分别推导了可实现等高飞行并消除航向偏差的过载指令; 利用射程微分及速度微分解析预测终端速度,根据剩余速度添加侧向机动以实现减速控制; 最后将需要过载转化为姿态角指令以完成制导任务。CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该方法能够实现等高飞行并高精度地满足终端约束,对初始偏差具有较强的鲁棒性,并能完成多样化的制导任务。     

改进的线导鱼雷方位和前置点导引方法

受导引原理和目标参数解算精度的限制，典型的方位导引方法和前置点导引方法的导引效果存在一定的局限性。本文在方位导引方法中引入了目标运动要素参与遥控参数计算，提高了方位导引的精度，对前置点导引方法中所采用的目标距离进行了修正和自适应调整，减小了距离误差对导引结果的影响。仿真实验表明，上述方法能有效提高2种线导导引方法的导引精度。     

多约束条件下对地攻击的最优制导律

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。     

基于准平衡滑翔的解析再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。     

基于直接侧向力控制的智能末导引律的设计与仿真

提出了一种适用于末段直接侧向力控制导弹的智能制导律．制导律的设计采用比例＋Bang Bang的组合制导形式，具体方案是在末段直接侧向力控制启动之前采用比例导引，在直接侧向力控制启动之后，根据直接力控制的非线性特点，采用Bang Bang制导．直接侧向力启动时间的确定非常重要，提前或者延迟启动直接侧向力都会大大影响导弹的制导精度．为了确定直接侧向力的启动时间，提出了一种智能模糊算法来确定具体的直接侧向力启动时刻，仿真结果表明，该制导律在对付大机动的目标时能取得较好的制导精度，可以满足直接命中的要求.     

正交试验法在制导算法优化中的应用

为优化制导算法的性能,需要确定影响制导性能的关键参数并进行寻优。利用正交法对影响性能的主要制导参数进行试验,确定出主次要因素,并对主次要因素进行排列组合,确定对应组合的参数取值。基于设计结果,进行了仿真验证,结果表明,正交试验法是一种十分有效的参数优化方法,可用于制导算法的完善和制导律的优化设计,缩短工程设计时间。     

基于高斯尺度空间的末制导目标跟踪方法

针对光电成像末制导阶段目标尺寸和姿态均迅速变化的问题,提出了一种基于高斯尺度空间的目标跟踪方法。该方法根据目标模板信息获得其在待匹配图像中的搜索区域,由高斯尺度空间理论求得相应的空间图像;利用尺度参数估计出不同尺寸目标的待匹配图像,并将目标模板与这些待匹配图像进行相关匹配,由匹配程度最高的图像求得目标模板的当前位置和尺寸;当模板尺寸发生变化时,对目标模板进行刷新。仿真结果表明,该算法能适应末制导阶段目标尺寸的急剧变化,在强杂波地面背景下实现对目标的稳定跟踪。     

基于自适应神经模糊系统的高超声速飞行器再入预测制导

针对高超声速飞行器再入运动过程模型的非线性特性,提出了一种基于自适应神经模糊系统(ANFIS)的再入预测校正制导方法。在以能量为自变量的三自由度再入方程的基础上分别设计了纵向制导律和侧向制导律。以能量和剩余航程偏差为输入参数,侧倾角调节量为输出参数,设计了ANFIS控制器,并将其应用于纵向制导。侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的侧倾角反转逻辑。仿真结果表明,所设计的制导律具有制导指令解算速度快,制导和落点精度高且对再入初始偏差及过程扰动不敏感的优点。     

高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究

针对高升阻比滑翔飞行器再入段制导方法的工程需求,提出了“改进的预测-校正制导+定向末制导”方法作为再入段制导方法。通过调整其横向制导的误差边界,解决了飞行器在交班点附近出现的横向误差不收敛问题,同时兼顾了较大的横向机动距离,发挥了飞行器高升阻比的特性。对预测-校正制导流程进行了改进,从而赋予了飞行器在线变更目标点的能力。在距目标一定距离时切换为末制导律,采用约束落点弹道倾角和航向角的广义比例导引法,实现对目标的定点定向打击。蒙特卡洛仿真结果表明,该制导方法对各项误差有较强的鲁棒性,具有较好的应用前景。     

捷联电视制导反坦克导弹掠飞制导系统设计方法

提出了一种掠飞制导系统设计方法。解决了反坦克导弹在直攻模式下难以有效摧毁坦克的问题。该设计方法是在直接攻击模式制导系统的基础上,通过添加弹目距离计算模块和附加角速率计算模块实现的。该制导系统控制导弹飞行到目标正上方引爆向下开口自锻成型战斗部,垂直攻击坦克的顶装甲。通过模拟试验与仿真分析验证了该制导方法的可行性和数学模型的正确性。     

扩展的多约束最优制导律及其特性研究

为满足侵彻攻击空地导弹末端制导要求,解决当前多约束制导律终端攻角控制问题,设计了包含受剩余飞行时间决定的控制量权函数,并引入到最优问题的目标函数中,基于线性二次最优控制理论推导得到一种扩展的多约束最优制导律。利用指令随时间变化解析表达式及伴随系数法,对制导律加速度指令变化规律及无量纲脱靶量特性进行了研究,证明了制导律指令的收敛性,从而为终端攻角控制创造了有利条件。同时,讨论了制导律增益n的设计原则。结合工程应用的需要,分别提出了一种制导初始条件设计方法及最大需用加速度的估计方法,可有效减小导弹末端机动。通过仿真验证了制导律及分析结论的有效性。