反坦克导弹近距离顶攻弹道设计

针对反坦克导弹近距离顶攻存在的弹道落角不足问题,分析了在弹道初始段加入推力矢量控制对飞行弹道的影响,并对气动力/推力矢量控制的近距离顶攻飞行弹道进行分析,设计了一种基于弹目视线角速度和弹目视线角的制导律,保证在全射程内的落角要求.仿真结果表明,所提出的制导律充分利用了推力矢量特性,提高了导弹的机动性能,在导弹的全射程内都能保证较大的落角,是一种可行的方案.     

推力矢量拦截弹制导控制一体化设计

针对采用推力矢量控制的拦截弹,首先给出了推力矢量和气动力的归一化设计方法,通过引入等效舵偏角的概念,将多控制输入问题转化为单控制输入问题,并进行求解,设计了推力矢量偏心和气动舵偏转的控制分配策略,给出了气动舵偏转角及推力矢量偏心角的数学表达式,解决了多控制量之间相互争斗的问题。在此基础上,通过模型标准化,采用Backstepping方法(反步法),借助Lyapunov再设计工具,对导弹制导与控制系统进行一体化设计,得到了俯仰平面内的制导控制律。仿真结果表明,和常规制导与控制方法分别设计相比,采用该制导控制一体化设计方法能够使拦截弹有效拦截机动目标,并且导弹的姿态和执行机构偏角的变化也更加平稳。     

空空导弹擦肩发射全向三维可攻击区计算

采用推力矢量控制的程序转弯(最小半径)和三维空间比例导引的复合制导方法,实现了空空导弹的擦肩发射时攻击后半球目标,完成全向攻击的能力.基于空空导弹的动力学方程与制导律的数学模型,通过大规模系统的6自由度飞行轨迹仿真计算迭代出了空空导弹的3维可攻击区,分析了影响可攻击区形状与大小的主要因素.数值仿真结果表明,此全向攻击复合制导方法可以实现导弹擦肩发射,并能全向攻击在不同空域作各种不同速度机动飞行的目标.     

基于BP神经网络的固体导弹耗尽关机姿态调制方法研究

针对固体火箭发动机燃料剩余问题,采用BP神经网络逼近算法,推导建立了一种适用于耗尽关机条件下,对导弹2级飞行进行能量管理的姿态调制方案。该方案在干扰条件下根据再入弹道倾角要求、推力偏差及射程的不同,2级点火10 s时弹上在线计算调制姿态,保证了能量消耗精度的同时为导弹在耗尽闭路导引段进行闭路制导提供了前提条件。通过仿真验证了该模型的正确性和可行性。     

固定冲量的固体火箭运载器在轨道转移期间的制导、能量管理和控制

本文研究了高精度导引固体火箭发动机(SRM)轨道运载器的技术和方法。该固体火箭发动机没有推力终止功能。能量管理技术与闭路制导、反作用控制系统(RCS)及固体发动机推力矢量控制相结合,就能使固体火箭发动机所达到的轨道精度与具有推力终止和重新启动能力的液体火箭发动机所达到的轨道精度相媲美。以波音公司研制的过渡顶级同步卫星运载器作为具体的例子,来说明本研究中给出的制导和控制方案。该过渡顶级由若干个子运载器组成,用来将航天飞机的有效载荷投送到预定的地球轨道和行星轨道上去。     

自寻的反坦克导弹击顶方案及其制导律

本文提出了自寻的反坦克导弹的击顶控制方案、理想弹道参数的选取原则,并建立了导弹-目标相对运动方程。采用基于状态方程的预测控制算法求取了击顶最优制导律,并根据导弹特点,将控制对象分解为3个子系统,从而大大减少了所需内存贮量和实时计算量。与采用经典最优控制方法提出的自寻的导弹击顶方案及控制器比较,本文采用与实际较接近的空间模型作为控制对象,该方案允许导弹末制导初态有较大散布,不必估算剩余飞行时间。仿真表明,该方案对风、推力偏心、气动力参数干扰等具有较强的抗干扰能力,因此是一个较好的击顶方案。     

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.     

机动再入飞行器神经网络闭路初制导研究

解决有限推力模型的再入飞行器初制导问题,利用传统开环控制的关机方程达不到要求的精度.提出了一种前馈反馈神经网络闭路初制导律.利用遗传算法生成能量最省轨迹,作为神经网络训练样本,利用遗传算法离线训练前馈三层BP网络,构成前馈神经网络控制器.状态反馈控制器采用在线神经PID控制器.仿真结果表明,该闭路初制导能够完成有限推力情况下的再入初制导任务,对初始位置误差、推力方向偏差和测量误差不敏感,具有一定的鲁棒性和适应性.     

印度的国防工业(下)

(三)导弹与火箭印度导弹的研制集中在国防研究所,并耗资二千万美元建立了一个研究中心,距该所约22公里。印度全国的综合导弹发展计划由该所负责执行,该计划集中了印度国防研究与发展组织所属的许多科研机构的人力、物力与财力。主要研究项目有:采用高推力液体与固体火箭推进剂的火箭发动机、指令制导、惯性制导、半主动制导、空气动力控制与推力矢量控制等。负责印度导弹生产的厂商为位于孟买的印度动力     

反坦克导弹击顶导引律设计

针对反坦克导弹采用常规比例导引时存在严重的弹道落角不足的问题,引入弹目视线角和导弹速度矢量前置角反馈,提出了一种适用于俯冲攻击的改进比例导引律,保证了命中点处的落角要求。最后通过仿真验证其弹道特性,并分析了导弹飞行速度和参数测量误差对制导效果的影响。仿真结果表明该导引律在保证了命中精度的同时可以极大的提高击顶落角,而且具有很强的鲁棒性。     

基于强化学习的多发导弹协同攻击智能制导律

为实现多发导弹对目标的协同攻击,提升打击效能,提出一种基于深度确定性策略梯度下降神经网络的强化学习协同制导律。修正了基于线性交战动力学的剩余飞行时间估计方程,不再受小角度假设的约束,进而提高剩余飞行时间估计精度。以各弹的剩余飞行时间误差为协调变量,与各弹的剩余飞行距离一同作为强化学习算法的观测量。利用脱靶量和剩余飞行时间误差构造奖励函数,离线训练生成强化学习智能体。闭环制导过程中,强化学习智能体将实时生成可实现同时打击的制导指令。仿真结果表明：该强化学习制导律能够实现多发导弹对目标的同时攻击;与传统协同制导律相比,强化学习协同制导律的脱靶量较小,攻击时间误差也较小。     

带有不同视场约束的多导弹分布式协同制导

针对带有不同视场约束的多导弹,提出一种分布式协同制导策略。各导弹以固定周期与网络中的邻居导弹节点交互剩余距离信息,生成一致性误差。根据导弹视场范围和前置角,采用饱和函数将一致性误差生成协同一致律,以确保相关变量实现状态一致。当导弹相关变量状态一致且接近目标后,各导弹断开通信连接,独立导引至目标。依据反馈线性化、图论和矩阵理论,给出协同制导律成立的充分条件。与传统多导弹协同制导研究相比,所提协同制导律能满足导弹各自不同的视场约束要求,且通信负担较小。仿真结果表明,多导弹协同制导实现了对目标的齐射攻击,飞行过程中各导弹能始终锁定目标。     

基于SVM 的导弹自由飞行阶段可靠性评估

为更好地评估巡航导弹自由飞行阶段的可靠性,对小样本回归问题进行研究。首先对实验数据进行特征选择与提取得到学习样本,在此基础上利用支持向量机（supportvectormachine,SVM）方法进行可靠性评估研究,然后通过仿真实验对比神经网络与支持向量机2种方法的评估效果。结果证明：SVM的训练学习效率更高,同时能够保证较好的泛化性能,提高自由飞行阶段可靠性的评估效果。     

非持续连通通信拓扑下的多导弹协同制导

针对多导弹协同制导中由通信丢包及时延等引起的通信拓扑随机变化导致实际拓扑非连通甚至通信中断等问题,提出一种分布式协同制导方法。基于通信采样数据设计一种线性控制律,通过构造误差系统并使其稳定来保证导弹相关协调变量达到渐近一致状态;当导弹接近目标时,各导弹断开通信,独立导引至目标。理论分析表明,多导弹协同制导方法不对任意时刻的通信拓扑做出要求,即允许出现拓扑不连通甚至通信中断等情况。对所提通信条件下的多导弹协同制导问题进行了仿真,验证了该制导方法能够确保各导弹的遭遇时间在非持续连通通信拓扑下达到渐近一致。     

带落角和时间约束的网络化导弹协同制导律

对网络化导弹的协同攻击问题进行了带命中落角约束和攻击时间约束的协同偏置比例导引律研究。对单枚导弹给出了带命中落角约束的偏置比例导引律,并推导出了对应的导弹剩余攻击时间的估算表达式。针对网络化导弹系统,根据各导弹的剩余攻击时间之差对偏置比例导引律中的比例系数进行调节,设计得到了同时满足命中落角和攻击时间约束的协同偏置比例导引律,进一步从理论上证明了该导引律能够使多枚导弹的攻击时间趋于一致。网络化导弹制导系统数学仿真实验结果表明,协同偏置比例导引律及剩余攻击时间估算方法是有效和正确的。     

一种适合于反坦克导弹的最优击顶制导律

运用飞行力学原理和最优过程理论，在考虑导弹击顶攻击坦克有弹道倾角要求的条件下，推导出了一种适用于反坦克导弹击顶制导的组合性能指标最优的导引律。并通过仿真计算论证了该导引律的有效性。     

多高超声速导弹协同末制导律及可行初始位置域研究

针对多高超声速导弹以指定落角对目标进行饱和攻击的问题,提出一种具有攻击角度和攻击时间约束的末制导律,并基于此对导弹的末制导可行初始位置域进行研究。建立三维空间导弹运动模型,分别通过纵向通道和侧向通道制导指令实现落角和攻击时间控制,构成三维协同末制导律。考虑导弹过载和末速约束,采用上述制导律,以导弹末制导初始位置的坐标为设计变量,以实际攻击时间与理想攻击时间差为性能指标函数,建立并求解优化模型,得到导弹一维及二维可行末制导初始位置域。仿真结果表明:该三维协同制导律可使多导弹在同一指定时间以指定落角命中目标; 该位置域求解方法可求得给定约束条件下的各导弹末制导可行位置域。     

利用强化学习开展比例导引律的导航比设计

为提升导弹的制导性能，在比例导引的基础上，分别利用蒙特卡洛强化学习和Q-learning强化学习开展导航比的设计。采用蒙特卡洛强化学习的导航比设计方法，对导弹飞行过程进行粗略分段；利用Q-learning强化学习的导航比设计方法，用飞行时间、视线角速度、预计遭遇时间及目标特性等对制导环境进一步细分，根据环境和状态的变化，自适应地调整比例导引的导航比，以获得最佳的飞行制导策略。基于某型防空导弹，利用上述方法分别开展导航比设计，从全空域弹道库中随机抽取批量弹道进行仿真计算，并与传统经验设计进行对比分析。仿真结果表明，采用强化学习方法设计的导航比能够显著降低边界弹道的脱靶量，说明该设计方法能够切实提升导弹的制导拦截能力。     

基于切换视线法的欠驱动无人艇鲁棒自适应路径跟踪控制

针对欠驱动无人艇（USV）的航路点路径跟踪问题,提出了一种鲁棒自适应控制方法。设计了一个新的切换型视线（LOS）法制导律,以引导USV始终以最佳LOS圆半径趋向期望路径。与传统制导律相比,切换型LOS法制导律具有运算负载小、收敛速度快的特点。考虑到USV模型的不确定性及环境干扰未知时变性,开发了一种复合神经网络控制器来增强系统鲁棒性。通过在网络输入中增加预测误差信息,以提高网络逼近精度。同时,引入最小学习参数思想优化网络结构,对神经网络的在线自适应参数进行压缩,以减轻网络计算负担,并借助李雅普诺夫理论对系统的稳定性进行了分析。通过对比仿真实验验证了所提出控制策略的有效性。     

基于自适应神经网络的导弹制导与控制一体化反演设计

为使导弹具有更小的脱靶量和更快的响应时间,研究了导弹俯仰通道的制导与控制一体化设计问题。由于导弹和目标的相对运动方程以及导弹自身运动方程通常是在不同的坐标系下建立的,因此,制导与控制的一体化模型很难建立。此外,在导弹飞行过程中,很难获得全弹道的精确导弹气动参数,这使得控制器的设计也很困难。本文首先建立了一种较为合适的、紧凑的一体化模型,并进一步将其化为具有一般形式的含不确定量的级联系统。采用反演控制设计方法,保证了系统全部状态的稳定性。然后,设计了一体化自适应神经网络控制器,神经网络用来在线逼近系统中由于导弹气动参数摄动引起的匹配和非匹配不确定量。仿真结果表明了这种导弹制导与控制一体化设计方案的有效性。