平面微分几何制导律应用研究

分析了微分几何制导律在战术弹道导弹拦截场景中的捕获条件和捕获能力.首先根据古典微分几何中的曲率理论将微分几何制导曲率指令从弧长体系转换到时域下,然后给出了指令攻角的算法和微分几何制导律,最后推导出拦截高速目标时的初始必要捕获条件.仿真结果表明,微分几何制导律可以应用于战术弹道导弹拦截场景,且与比例导引律相比,该制导律对变机动目标具有更强的鲁棒性.     

机动目标的鲁棒几何法导引律仿真分析

基于机动目标,以空间微分几何和李雅普诺夫稳定性原理为基础,通过仿真分析鲁棒几何法导引律在追击不同机动目标时的弹道。在不同发射角下追击相同目标时,比较比例导引法和鲁棒几何法两种导引律的弹道特性。仿真结果表明鲁棒几何导引法具有以下优点:不需要额外的测量信息,兼具比例导引律的易执行性和微分几何制导律对视线旋转抑制的有效性。该制导律可以拦截大机动目标,且性能优于现有的变系数比例导引算法,同时拦截过程中过载曲线变化更为合理,弹道平直不需要得到目标精确的加速度和速度方位信息,对目标机动具有强的鲁棒性。     

H∞制导律的统计性能分析

为了验证H∞制导律对于目标机动和外界干扰的鲁棒性，针对战术寻的导弹在追踪平面内的非线性运动学问题，全面分析了H∞制导律的制导性能。采用蒙特卡洛数字仿真方法，统计了导弹攻击过程的相对距离、法向／径向速度和鲁棒性能指标。统计仿真结果表明，对于目标随机机动，H∞制导律具有良好的鲁棒性。     

纯方位量测下增强可观测性的微分对策制导律

为改善导弹受到干扰或加装被动捷联导引头仅能够完成视线角度或纯方位量测情况下的导弹制导信息估计性能,提出了一种适用于纯方位量测的微分对策制导律。首先,通过对范数型微分对策制导律对策空间的分析,明确了捕获区的制导特性可以用于改进纯方位测量情况下的可观测性的设计思路。其次,在完成纯方位估计器设计的基础上,利用估计均方误差反映估计器可观测性的特性,建立了导弹控制量和可观测性之间的关系。然后在微分对策空间的捕获区域内,进行制导控制指令的选取,保证脱靶量的同时,提升估计器的可观测性能。最后给出了所提出的增强可观测性的制导律的执行流程,并考虑控制系统延迟和外部其他不确定性因素的影响,以及脱靶量控制优先的原则,对零控脱靶量参数和剩余飞行时间参数进行了设计。制导律的设计方法超出了确定性等价原理的框架,实现了滤波和制导律的集成设计。非线性仿真对比表明,采用所提出的制导律,可以获得较好的目标信息估计性能,且具有较高的单发命中概率。     

连续小推力航天器轨道交会问题的制导律设计

使用高比冲的小推力推进系统为执行机构,设计空间交会问题的燃料最优时间连续制导律.首先给出轨道交会问题的数学模型,并给出最优控制问题的目标函数和约束条件;然后利用直接法将控制变量离散化,通过参数寻优得到对应燃料最优的控制变量参数和转移时间常数;最后针对点火时刻误差问题,分析了实际轨迹与名义最优轨迹的偏差,并利用微分代数工具求取部分控制变量的修正值,以保证航天器满足轨道交会的终端位置约束.     

变轨迹制导律技术研究及发展动态

变轨迹制导律的设计是在现代空间飞行器、高超声速飞行器、导弹设计过程中的关键技术。将变轨迹制导律划分为带末端约束的末制导律及标称制导律,概述了2类变轨迹制导律的技术难点,对带末端碰撞约束角的末制导律、标称制导律的在线规划算法,以及标称制导律的轨迹跟踪方法进行了综述,并分析了其可能的研究方向。     

顺/逆轨拦截高速目标制导律性能对比研究

负比例制导(Retro-proportional Navigation,RPN)是一种新的制导律研究成果。使用负比例系数,顺轨拦截目标加速度方向与传统的比例制导(Proportional Navigation,PN)相反。推导了PN/RPN的线性形式及逆/顺轨拦截时的物理量差异,给出了比例系数的范围,以及所能拦截目标的速度范围;用伴随法分析了航向角误差、目标加速度对脱靶量的影响;最后通过仿真分析了PN/RPN的捕获区域及弹道特性。     

基于遗传算法的卫星制导炸弹次最优制导律设计

为了满足卫星制导炸弹大着地角的弹道要求,基于遗传算法进行了次最优制导律的设计.建立了卫星制导炸弹运动状态方程,在此基础上导出了次最优制导律的表示形式,确定需要讨论的参数;结合遗传算法,进行建立种群、复制、交叉、变异等操作,经过迭代得到优化参数.利用设计所得的制导律进行了卫星制导炸弹六自由度全弹道仿真,与使用比例导引律的计算进行了比较,弹着角增加了60%,效果显著.由于遗传算法对问题的种类具有鲁棒性,该方法可以应用于各种带约束条件的次最优制导律的设计.     

拦截大机动目标自适应模糊制导律

为了满足拦截高速大机动目标、高精度制导的需要,将制导律设计问题转化为反馈控制问题,基于模糊控制理论,提出了一种解析描述模糊控制规则的新型自适应模糊导引律.该模糊控制器将比例制导律指令及其微分作为模糊控制的输入量,模糊控制规则及模糊推理用解析式表达,易于计算、调整,适合实时在线控制.该导引律能够根据目标加速度和目标速度的变化自适应地改变模糊控制规则,因此具有较强的鲁棒性.对拦截高速大机动目标的大量仿真结果表明,所提出的导引律在脱靶量、拦截时间等指标方面显著优于传统的比例导引律.     

空间拦截系统的末制导律

研究空间拦截中导弹的脱靶量，分析影响脱靶量的因素，用非线性精确线性化理论求取非线性末制导律．     

新型制导律在变质心再入飞行器中的应用

研究了变质心再入飞行器动力学模型以及精确制导两方面的问题.基于分析力学中的虚位移原理,设计了一种再入飞行器新型最优制导律。采用解析法预测弹道落点,通过对最优虚位移的搜索,求解出总升力的最佳方向.推导了变质心动力学模型,以质量块为制导控制系统的执行机构,实现变质心再入飞行器的机动飞行.研究发现:质心变化引起的附加力矩是气动稳定力矩系数的函数;该制导律对过载并无要求。仿真结果表明:平均计算3次解析弹道即可完成一次制导指令,经制导控制后最终落点误差在10 m以内.     

Extended trajectory shaping guidance law considering a first-order autopilot lag

To satisfy the terminal position and impact angel constraints, an optimal guidance problem was discussed for homing missiles. For a stationary or a slowly moving target on the ground, an extended trajectory shaping guidance law considering a first-order autopilot lag (ETSGL-CFAL) was proposed. To derive the ETSGL-CFAL, a time-to-go-nth power weighted objection function was adopted and three different derivation methods were demonstrated while the Schwartz inequality method was mainly demonstrated. The performance of the ETSGL-CFAL and the ETSGL guidance laws was compared through simulation. Simulation results show that although a first-order autopilot is introduced into the ETSGL-CFAL guidance system, the position miss distance and terminal impact angle error induced by the impact angle is zero for different guidance time.     

Advanced optimal guidance law with maneuvering targets

Based on optimal theory, the advanced optimal guidance law （AOGL） is derived for the interception endgame of maneuvering targets in step mode. The guidance system dynamics, target maneuvering dynamics and acceleration, gravity acceleration are considered and their effects are dy- namically cancelled out in guidance law. A four states Kalman filter is designed to estimate the re- quired states for AOGL. Simulation results show the AOGL is less sensitive to errors caused by target maneuvering and guidance system lag, and it needs less missile acceleration in most time of guidance especially at the end of intercept than other guidance laws. Especially its acceleration is zero at the end of intercept when attacking maneuvering target.     

Time-to-go weighted optimal trajectory shaping guidance law

For maneuvering target,the optimal trajectory shaping guidance law which can simultaneously achieve the designed specifications on miss distance and final impact angle was deduced using optimal control theory based on the time-to-go weighted function.Based on the same cost function,the closed-form solutions of the guidance law were derived when the initial displacement of missile,final impact angle,heading error and target maneuver was introduced into the lag-free guidance system.To validate the closed-form solutions,the simulation of the lag-free system was done and the simulation results exactly matched the closed-form solutions and only when the exponent is greater than zero,the final acceleration approaches to zero.     

飞行时间约束下的再入制导律

为应对现代战场的信息化与集群化发展趋势,从多高超声速飞行器饱和打击任务需求出发,针对其中的再入飞行时间约束条件进行研究,提出一套基于Deep Q-learning Network(DQN)的时间可控再入制导律.该制导律工作流程为首先纵向轨迹预测-校正模块根据当前飞行状态和攻角-速度剖面规划出倾侧角幅值;然后在线约束强化管理模块对其进行安全限幅处理;最后倾侧角符号规划模块以调节再入飞行时间为目标,在对横向飞行状态进行马尔科夫决策过程建模的基础上,设计相应的深度神经网络进行离线训练以在线生成倾侧角符号,进而与幅值信息共同组成最终的倾侧角指令.多组仿真的对比分析结果表明:在标称环境下的多任务仿真中,时间可控再入制导律能够自主地进行倾侧角符号的在线规划,在不影响制导精度的前提下,对再入飞行时间进行调整以满足不同的任务需求;在参数拉偏的蒙特卡洛仿真中,其在保证再入飞行安全、稳定的同时,仍然能将时间误差控制在合理的范围之内.从而验证了相对于传统方法而言,本研究所设计的再入制导律在任务适应性、鲁棒性与时间可控性等方面均具有良好表现,能够有效地满足飞行时间约束下的再入任务需求.     

前向拦截自适应滑模制导律

为拦截高速飞行目标,基于前向拦截的思想,给出了一种自适应滑模制导律．通过弹道的不断调整,置拦截导弹于具有较快飞行速度的目标前方预测弹道上,使得二者的飞行方向满足一种特定的几何关系．该制导律的推导考虑到了拦截导弹与目标的自动驾驶仪动态及其模型误差,且由于采用了自适应滑模的设计方法,不需要知道目标的加速度界和模型误差界．采...     

Leader-following cooperative guidance law with specified impact time

The problem of guidance law is investigated for multiple interceptors to attack a target cooperatively. A leader-following cooperative guidance strategy is presented to render the leader and the followers reach the target at specified impact time. The guidance law of leader is given to meet the demand of specified impact time. The arrival time is synchronized by enforcing the ranges-to-go of followers keep consensus with that of leader. The convergence time bound is estimated without dependence on the initial states, since the proposed leader-following cooperative guidance law is fixed-time convergent. The simulation is developed to validate the availability of proposed cooperative guidance law.

     

攻击机动目标的最优导引规律研究

针对纵轴方向没有轨控发动机的ＫＫＶ,建立空间拦载的线性运动学模型,通过采用新的剩余时间计算方法,提出了拦截任意机动目标的最优导引规律,最后,分别采用最优制导律和比例导引,对平面拦截过程进行计算机仿真。仿真结果表明,最优制导律和比例导引相比更能有效地拦截机动目标。