LQC最优制导规律的一种简化工程实现方法

LQG最优制导规律是一种基于线性二次型高斯理论的最小化末端脱靶量和拦截周期内控制能量消耗的具有可变有效导航比的最优制导规律.由于这种制导规律中的有效导航比和比例系数计算公式比较复杂,弹上计算很费机时,本文通过适当简化,得到了相应的简化计算方法.与原公式相比,计算精度还是令人满意的.     

LQC最优制导规律的一种简化工程实现方法

LQG最优制导规律是一种基于线性二次型高斯理论的最小化末端脱靶量和拦截周期内控制能量消耗的具有可变有效导航比的最优制导规律.由于这种制导规律中的有效导航比和比例系数计算公式比较复杂,弹上计算很费机时,本文通过适当简化,得到了相应的简化计算方法.与原公式相比,计算精度还是令人满意的.     

卡尔曼滤波在红外寻的导弹被动制导中的应用

针对空空导弹红外寻的导引头仅能够测量角度或角速度信息,无法测出弹目相对距离、目标速度和目标加速度等先进制导律所需要的制导参数问题,将最优卡尔曼滤波应用于制导回路中,由此估计出目标运动的状态信息,将其应用于简化制导回路,并以比例导引和扩展比例导引为例仿真计算,结果表明加入滤波后的制导系统可明显提高导弹制导精度。     

基于预测控制的寻的导弹末制导律研究

为提高寻的导弹末制导性能,解决传统比例导引律在目标大机动的情况下,制导性能较差的问题,文中通过对一个简化了的二维导弹目标遭遇模型的研究,基于连续时间预测控制理论的输出跟踪方法,给出了一种寻的导弹最优末制导规律,并对其稳定性进行了分析。该预测制导规律不但解决了反馈线性化制导律在使用条件上的限制问题,而且通过数字仿真表明,所设计的预测制导规律比传统的比例导引规律具有更好的制导性能。特别是在得出的加速度指令方面,具有很大优势。     

基于免疫变结构的远程地空导弹机动突防弹道

针对远程地空导弹在拦截远距离目标时,容易被敌方防御系统发现并拦截的问题,提出了基于免疫变结构的远程地空导弹机动突防弹道。该弹道根据视线角速率跟踪有界振荡信号的思想,应用滑模变结构理论,考虑中末制导交班的约束条件,设计了一种机动突防中制导律,同时应用免疫反馈原理对滑模变结构控制中出现的抖振进行抑制和补偿。仿真分析表明,提出的机动突防制导律的正确性和有效性,该制导律显著地提高了远程地空导弹的机动突防能力。     

重复技术在土星Ⅴ制导和控制系统中的应用(续)

稳定平台分系统稳定平台分系统是土星Ⅴ导航、制导和控制系统的主要基准。它提供了在空间方向固定的基准坐标系,作为运载火箭姿态的基准。稳定元件作为三个相互正交加速度表的基座,加速度表提供运载火箭的飞行速度和位置的信息。稳定平台分系统是由一个惯性平台、平台伺服回路、处理输出信息的电子设备、一个电源和一个氮气源所组成。     

提高干扰条件下主动导引头目标截获能力的措施

1引言程序初制导、捷联惯导/指令修正中制导和寻的末制导的复合制导体制是新一代中远程地空导弹中较多采用的制导体制,在这种制导体制的地空导弹中,寻的末制导导引头能否有效地截获目标是实施有效拦截的关键。在简要介绍分析了干扰对复合制导系统跟踪影响的基础上,本文着重讨论     

地空导弹比例型末制导律的仿真研究

本文对某型地空导弹比例型末制导律的最优性问题进行了系统的仿真研究。文中给出了末制导系统的数学模型，提出了五种适合于地空导弹比例型末制导的导引规律。在某型号预研地空导弹的四条典型弹道上对所提出的导引规律进行了全面的仿真研究。结果表明：本文给出的的四种制导规律要比比例导引规律制导性能优越的多，有更好的制导精度，不失为地空导弹比例要制导律的一种最佳选择。     

空空导弹光纤陀螺带宽特性研究

带宽是空空导弹IMU的重要指标之一。本文针对空空导弹光纤陀螺动态特征中的带宽特性进行了研究。分析了闭环数字光纤陀螺的带宽特性,以及导航回路、制导回路和稳定回路对带宽的需求,指出导航回路和制导回路要求带宽较高,而稳定回路要求带宽不宜过高。提出了一种工程化的光纤陀螺带宽测试方法,并完成某型空空导弹光纤陀螺带宽测试。     

一种基于神经网络的最优中制导律

对于中远程导弹中制导段,提出了一种基于神经网络的最优中制导律,这种制导规律通过离线学习,能够在线实时工作.研究和仿真分析表明这种基于神经网络的最优中制导律与其他末制导律配合,可有效提高导弹拦截机动目标的性能.     

噪声接入比例导引系统的简化分析

将无量纲及归一化方法引入对角噪声及闪烁噪声接入的比例导引系统的简化分析中。并结合统计学的方法——伴随法来简化系统并分析脱靶量的统计学特征。得到了角噪声与闪烁噪声接入比例导引系统后,不同参数对脱靶量的统计学上的精确的影响。为制导律的设计提供了理论依据。     

基于LQG算法半主动悬挂系统动力特性建模与仿真

对某型履带车辆悬挂系统合理简化,建立了加速度激励下多输入-输出的整车主动悬挂系统动力学模型;按照研究半主动悬挂控制的一般步骤,应用线性二次高斯（Linear Quadratic Gaussian,LQG）理论,接合工程软件Matlab,设计了考虑数据采集系统受环境噪声影响的最优控制力和半主动控制力;仿真结果显示,车辆平顺性得到大幅度改善,验证了模型及控制策略的有效性．     

反舰导弹速率捷联惯导控制系统方案

介绍了用两个挠性陀螺和两个挠性加速度计构成的速率捷联惯导系统的基本原理,以及将速率捷联惯导系统应用于反舰导弹的控制系统方案。进行了稳定回路和自动导引系统的设计。在参考自动驾驶仪控制方案的基础上,给出了稳定回路的控制规律和自动导引系统的导引规律,并说明了用计算机实现前置比例导引规律的方法。     

天线罩寄生回路影响与自校正控制在线补偿

以雷达寻的导弹的制导系统设计为应用背景,建立了天线罩寄生回路模型,采用无量纲方法分析了寄生回路对制导系统稳定性及制导性能参数的影响。基于极点配置自校正控制理论提出了一种天线罩寄生回路的在线补偿方法,并进行了仿真验证。研究结果表明,天线罩误差斜率的存在导致寄生回路的生成,从而削弱整个制导系统的稳定性,且随着剩余飞行时间的减小,制导系统稳定性恶化加剧,寄生回路会改变制导系统的有效制导时间常数和有效导航比,从而影响制导精度。所提补偿方法能够有效地完成对寄生回路的在线补偿,且具有良好的适应性和鲁棒性,从而达到了增强制导系统稳定性,改善制导系统性能的目的。     

考虑动力学滞后的最优比例导引律研究

建立具有一阶动力学滞后的制导系统模型,利用最优控制理论,推导了考虑一阶制导动力学滞后的最优制导律。与经典的比例导引、增强型比例导引进行了对比研究,研究结果表明,这种最优制导律能有效降低弹道末端对加速度的要求,减少制导系统对末导时间的要求,同时也能有效降低动力学滞后对制导系统脱靶量的影响。     

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。     

最优滑模制导律设计与仿真

在最优比例导引基础上推导出最优滑模制导,并用Lyapunov方法证明其稳定性。在仿真验证中,通过与理想比例导引的对比,并考察制导精度和攻击区两个指标,得出最优滑模制导是一种更高级的制导律的结论。本文的创新之处为滑模制导律中滑模项的设计,这也是该制导律的设计难点。     

考虑探测效能的有限时间协同制导方法

针对多飞行器协同拦截机动目标问题,基于有限时间控制理论设计了一种考虑探测几何构形的协同制导方法。假设飞行器具有1阶动力学特性,根据质点相对运动方程和协同探测原理建立了考虑探测几何构形的协同拦截模型。基于微分不等式理论给出系统状态有限时间有界和输入输出有限时间稳定的充分条件,并在此基础上设计了有限时间协同制导方法。该方法用度量矩阵刻画系统状态和输出动态品质,能够同时保证制导系统状态和输出在有限时间内有界和稳定。仿真结果表明：在目标进行不同程度机动情况下,所提制导方法均能够保证视线分离角收敛到预置角度、视线角速率收敛到0 rad/s且加速度不超过最大物理限制;与比例导引与最优制导方法相比,有限时间协同制导方法在探测和制导环节均具有较大优势。     

带有落角约束的间接Gauss伪谱最优制导律

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。     

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。