多约束超螺旋滑模变结构制导律

针对末制导过程中出现的加速度、落点和落角等多约束问题，研究一种多约束2阶超螺旋滑模制导律。将弹目相对运动方程转化为标准2阶系统模型，基于超螺旋(ST)算法设计2阶滑模制导律，使系统能够快速达到收敛，满足对落角的导引精度需要；采用饱和函数代替符号切换函数，消除滑模变结构算法固有的抖振问题；为解决加速度受限问题，设计带辅助系统(AS)的制导律。数字仿真结果表明，所设计的制导律能以期望的攻击角度和落角精确命中目标，与现有的1阶滑模制导律相比，收敛速度更快，制导精度更高。     

基于NTSM的自适应最优滑模末制导律设计

针对基于线性滑模面的最优末制导律存在的视线角误差和角速率误差渐近收敛、鲁棒性较弱等不足,提出一种基于非奇异终端滑模(nonsingular terminal sliding mode,NTSM)的最优滑模末制导律。算法基于改进的非线性滑模面以解决普通Terminal滑模因参数选择不当出现的奇异问题,实现误差矢量的有限时间收敛。飞行器在该末制导律导引下,视线角误差及角速度误差快速收敛,从而保证飞行器具有较高的命中精度并满足约束条件要求。仿真结果表明该制导律的适用性及较强鲁棒性。     

导引头量测误差对落角约束最优制导律制导精度的影响

为研究导引头量测误差引起的落角约束制导系统制导精度问题,引入扩展的落角约束最优制导律,考虑导引头视线角速率零位误差、视线角零位误差和导引头探测器角噪声,利用无量纲化方法和伴随函数法对制导精度进行研究。研究结果表明:当无量纲末导时间大于15时,由视线角零位误差引起的脱靶量基本收敛到0,落角误差收敛到稳态值;大的导航系数有利于消除视线角速率零位误差对制导系统的影响;导航系数越大,探测器角噪声引起的稳态脱靶量/落角误差也越大;提高导引头的响应比提高驾驶仪的响应更有利于提高制导精度。     

多约束条件下反演滑模制导律设计

为了实现最佳毁伤效应,导弹一般同时要求具有较高的制导精度和与战斗部相匹配的落角.基于导弹末端视线角速度和落角多约束条件,文中结合滑模变结构控制和反演法设计了一种反演滑模制导律.建立了导弹与目标相对运动方程和末端视线角速度及落角多约束下的线性化模型,采用反演滑模设计方法设计了制导律,最后进行了六自由度数字仿真,结果表明该制导律能有效实现期望落角和中靶精度,满足设计要求.     

带末端角约束的机载布撒器最优滑模制导律设计

根据机载布撒器的工作特点，设计了一种满足其作战要求的具有末端角度约束的制导律．并分析了工程实用性。采用基于视线角和视线角速度的最优滑模制导律，能够使得布撒器以合适的俯仰角和弹道倾角到达目标上方的开舱点，并进行抛撒子弹药。仿真结果表明．该制导律能够同时满足布撒器的命中精度和期望角度要求。     

考虑自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的鲁棒末制导律

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。     

自适应非奇异快速终端二阶滑模制导律

针对打击机动目标带攻击角度约束的末制导问题,提出了一种带攻击角度约束的制导律。基于弹目相对运动模型,将攻击角度约束问题转化为终端视线角约束问题。设计了一种新型非奇异快速终端滑模面,结合改进的超螺旋算法,提出了一种自适应非奇异快速终端二阶滑模制导律。该制导律能够使弹目视线角及其角速率有限时间收敛,并设计了参数自适应律有效补偿未知扰动。通过仿真实验,验证了所提制导律能以期望攻击角度精确命中目标,且与现有制导律相比,收敛速度更快,制导精度更高,能量消耗更少。     

抗多径干扰的有限时间收敛制导律

当雷达导引头俯视探测超低空目标时,受多径干扰的影响,跟踪精度严重降低。为了最大限度地降低干扰,需要将弹目视线角约束至布儒斯特角。基于终端滑模控制的方法,设计了一种非奇异快速终端滑模制导律;针对该制导律中目标加速度难以准确获得的问题,设计了滑模扰动观测器来估计目标加速度;在非奇异快速终端滑模制导律中引入观测器的估计值和带开关系数的符号函数,设计出一种复合非奇异快速终端滑模制导律。通过Lyapunov理论证明,该复合制导律可保证弹目视线角在有限时间内快速收敛至布儒斯特角,同时视线角速率收敛至0附近的小邻域内。仿真结果表明：当该复合制导律应用于对超低空目标拦截时,可使脱靶量减少至杀伤半径之内;相比于传统滑模制导律,可使系统状态的收敛时间减少4 s左右。     

基于虚拟导引头的航空炸弹最优制导律研究

为消除卫星制导高度误差的影响,从而提高命中精度,卫星制导炸弹最优制导律必须满足大弹着角约束条件。文中在分析航空制导炸弹信息获取的基础上,提出并建立了卫星制导虚拟导引头数学模型;基于该虚拟导引头,研究了带有弹着角约束的最优制导律,并进行了六自由度全弹道仿真。仿真结果证明,该制导律响应速度快,弹着角性能提高约60%,具有较好的制导精度,同时制导参数设置简单,易于工程实现。     

卫星制导炸弹带落角约束最优末制导律设计

针对卫星制导炸弹高度测量误差较大的缺点,利用最优控制理论设计了一种带落角约束的最优末制导律。为满足快速解算的需求,基于遗传算法优化得到次最优末制导律,使制导炸弹以陡峭的弹道攻击目标,消除高度误差对制导精度的影响。仿真结果表明:炸弹着地时弹道倾角接近-90°,法向需用过载远小于可用过载,具有良好的毁伤效果,末制导律制导精度高,鲁棒性强。     

带视线角约束的多导弹有限时间协同制导律

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。     

考虑自动驾驶仪故障的复合全局滑模制导律

为了提高对低空目标的跟踪精度,需将弹目视线角约束在布儒斯特角附近,以降低多径干扰对雷达导引头探测精度的影响。基于全局滑模控制的原理,设计出一种全局滑模制导律。该制导律可确保在跟踪拦截低空目标的过程中,将弹目视线角约束在布儒斯特角附近。该制导律由于使系统省去了趋近滑模面运动的过程,从而使系统具有全程鲁棒性。针对导弹自动驾驶仪执行制导指令时可能发生的故障问题,设计了一种虚拟指令作为故障扰动的补偿,结合所设计的虚拟指令,设计出一种复合全局滑模制导律。仿真结果表明,该复合制导律可大大提高系统的抗干扰性能,维持系统的稳定性。     

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。     

多约束制导律与导引头隔离度制导匹配性研究

针对导引头隔离度影响多约束制导系统稳定性与制导精度的问题,推导了一种多约束制导律（GLMC）,在此基础上构建了考虑导引头隔离度的多约束制导模型。研究了导引头隔离度和制导参数等对制导系统稳定性的影响规律,采用伴随函数法,分析了有无导引头隔离度影响情况下GLMC制导性能变化规律。结果表明,减小制导时间常数、增大隔离度幅值,以及剩余飞行时间的减小都会降低系统稳定性。GLMC能容忍的隔离度水平大约为1%,在实际工程应用中,要保证GLMC较为先进的制导性能,需严格控制导引头的隔离度水平,降低寄生回路对制导系统稳定性的影响。     

考虑导弹速度变化的攻击时间和攻击角度控制滑模制导律

为了解决导弹速度变化时对攻击时间和攻击角度的控制问题,提出了一种基于成型理论和非奇异终端滑模理论的攻击时间和攻击角度控制制导律,并证明了该制导律的Lyapunov稳定性。以弹目相对运动关系为基础,将导弹速度变化的制导律问题转化为导弹速度恒定的制导律问题。利用成型理论构造视线角多项式,通过数值方法计算其系数,得到了满足攻击时间和攻击角度约束的理想视线角表达式。基于非奇异终端滑模理论设计了导弹法向加速度,使导弹实际视线角按照理想视线角变化,实现了攻击时间和攻击角度控制。不同条件下的数值仿真结果验证了所设计制导律的有效性。     

基于理想视线的弹道成型最优导引律

寻的导弹在追踪目标的过程中,常遇到由于背景过于复杂而锁定目标失败的情况,例如在导弹下视攻击低空目标时,强地面背景和地杂波干扰常常导致导弹无法正常截获或跟踪目标。提出一种以理想视线为控制目标的建模方法,并在约束终端弹目相对运动方向和弹道过载的基础上,设计了一种弹道成型最优导引律。该导引律并不直接控制终端相对速度矢量,只在所设定的理想视线的垂直方向上进行控制,从而导引律形式更简单,扩展性更强。通过数字仿真表明,所设计的导引律能够较好地实现末端弹道成型要求,并且过载分配更为合理,可有效减小地面背景和地杂波干扰对导引头截获跟踪的影响。     

带落角约束的反舰导弹自适应模糊滑模三维导引律设计

为了完成反舰导弹按预定方向打击目标的战术要求,基于三维弹目相对运动模型,将落角要求约束在滑模面上,然后通过模糊系统对非线性模型进行逼近,设计了一种带有落角约束的三维自适应模糊滑模导引,并根据Lyapunov稳定性定理,从理论上证明了制导系统的稳定性。仿真结果表明了本文方法的正确性和有效性。     

考虑自动驾驶仪特性的自适应模糊动态面滑模制导律设计

针对导弹拦截高机动性目标的问题,基于自适应模糊逼近策略和动态面滑模控制思想,提出了一种新型的拦截制导律。建立了考虑自动驾驶仪动态延迟特性的弹目相对运动方程,以零化视线角速率为出发点,设计了基于自适应趋近率的动态面滑模制导律,同时设计了综合视线角速率以及弹目距离的自适应模糊方法,对变结构项进行逼近。仿真结果表明,针对高机动性目标,该制导方法能够有效地去除抖振,并且具有良好的制导精度。针对导弹拦截高机动性目标的问题,基于自适应模糊逼近策略和动态面滑模控制思想,提出了一种新型的拦截制导律。建立了考虑自动驾驶仪动态延迟特性的弹目相对运动方程,以零化视线角速率为出发点,设计了基于自适应趋近率的动态面滑模制导律,同时设计了综合视线角速率以及弹目距离的自适应模糊方法,对变结构项进行逼近。仿真结果表明,针对高机动性目标,该制导方法能够有效地去除抖振,并且具有良好的制导精度。