基于改进动态逆的纵向着舰控制律设计

：针对舰尾气流和甲板运动影响着舰精度的问题,提出一种基于自适应动态逆的纵向着舰控制律设计方法。 建立舰载机模型、舰尾流和甲板运动模型,基于自适应动态逆控制设计纵向自动驾驶仪,并在Lyapunov 稳定意义下 证明了控制器的稳定性;设计着舰导引律和迎角恒定的动力补偿器;采用Monte Carlo 模拟方法对建立的自动着舰控 制系统进行仿真验证。仿真结果表明：该自动着舰控制律具有更好鲁棒性,能够削弱舰尾流和甲板运动的影响,提 高了着舰的精度。     

基于相对速度偏角的舰空导弹三维制导律设计

针对舰空导弹拦截掠海飞行目标问题,考虑到目标具有强机动性和导引头对低空海面目标的视线角速度量测噪声,以及末制导在三维空间中进行,在建立空间导弹拦截目标相对运动模型基础上,选择空间导弹和目标的相对速度偏角作为零化目标,设计了一种具有强鲁棒性的基于零化相对速度偏角的空间变结构末制导律,给出了导引指令信息解算模型,仿真结果不仅验证了解算模型的正确性,还表明了在对抗目标大机动和低空目标视线角速度量测噪声等方面,所设计导引律比传统的空间末制导律具有更强的鲁棒性.     

考虑导弹1阶驾驶仪的近似最小加速度峰值导引律

为避免操纵能力受限的导弹在实现大落角约束时出现控制饱和问题,提出一种考虑系统惯性且加速度峰值近似最小的解析形式组合导引律。通过设计切换点以及后段惯性补偿项,该组合导引律由圆弧-直线导引律和带1阶惯性补偿项的多项式导引律组合而成;通过数学推导,证明了切换点必然存在,且组合导引律的加速度峰值出现在切换点;结合前段圆弧-直线导引律对加速度峰值的优化能力,实现了组合导引律的近似最优性。仿真结果表明：组合导引律的加速度在切换点后不再增大,且落角约束得到了满足;与数值最优解的比较进一步验证了该组合导引律的近似最优性。     

基于TECS/H_∞的无人机自动着舰技术研究

针对无人机自动着舰,运用总能量控制(TECS)的思想建立了无人机自动着舰系统,设计了H∞输出反馈控制器,H∞控制综合设计采用包括增量线性化动力学模型、反馈控制器和权阵系数选择的增广对象模型。为了实现对移动目标的跟踪,引入了一种新的着舰导引控制算法。通过对所设计的"先锋"无人机自动着舰导引系统仿真表明,该设计能满足着舰要求,能有效地抑制风干扰的影响,具有良好的鲁棒性能。     

一种适用于一般面目标的导引律

提出了一种适用于低成本战术导弹用的改进追踪导引律,对以恒定速度或恒定加速度作横向运动的地面和水面目标以及对有重力影响情况下的静止目标,分析了这种导引律的性能。这种导引律很容易利用风速传感片追踪制导导引头来实现,并且对于上述目标,其精度同比例导引一样。本文还说明了经典追踪导引律对没有采取自稳定措施的低成本导弹的稳定性有严重的影响,但这种导引律显著地减轻了这种影响。     

导弹作为一阶动态环节的空间对准导引律

给出导弹作为一阶动态环节的空间对准导引律,它是使导弹的速度向量在给定的时间指向拦截点,控制加速度二次方积分为最小意义下空间形式的最优导引律。这种导引律可以更灵活地调整弹道上过载的分布,对于目标预测拦截点不变化的弹道,导弹速度指向拦截点后可得到直线弹道,即具有零控拦截的性质。一些已知的导引律可作为该导引律的特殊形式导出,可阐述这些导引律的最优性。     

鱼雷水平面模糊变结构制导律设计

研究了一种鱼雷水平面模糊变结构制导律，此方法粗略地估计出目标法向加速度的大小，并以此为依据自动调整变结构制导律中变结构项的系数大小。对其进行了理论推导和仿真验证，研究表明，该导引律很好的抑制了干扰和参数摄动，对目标机动具有强鲁棒性．模糊规则的应用，消除了抖动，对不同机动程度的目标，能保证命中精度．     

攻击大机动目标的导弹广义导引律研究

攻击大机动目标的导引律是高性能防空反导导弹的关键技术之一。比例导引法由于其形式简单、制导系统技术上易于实现,已得到广泛应用。以某型反导导弹为例,针对目标做大机动运动时比例导引存在捕获区域变得有限的问题,提出了比例导引的两种扩展算法:引入目标加速度补偿的比例导引和引入视线加速度补偿的比例导引,并进行了数值仿真分析。结果表明,采用这两种扩展比例导引律,攻击大机动目标时制导精度高,对导弹的过载要求小,脱靶量小,弹道较为平直。     

舰空导弹武器系统反导作战拦截次数建模与仿真

一定假设条件下,以导引弹道模型为基础,建立了舰空导弹反导作战拦截次数模型。首先通过对舰空导弹转火射击周期的分析,建立了单目标通道拦截次数模型。然后适当改变单目标通道拦截次数模型求出拦截循环次数,又根据每个拦截循环中的可用目标通道数受遭遇时间的限制,建立了多目标通道拦截次数模型。最后在想定条件下仿真计算,结果表明该模型具有较好的适用性。     

空空导弹攻击机动目标的三维最优制导律研究

在三维空间导弹与目标的运动学关系模型的基础上,将二维平面中空空导弹攻击机动目标的最优制导律推广至实际的三维空间。考虑到目标做大机动运动的情况,在制导指令中加入与目标加速度成比例的修正项,并采用遗传算法对该制导指令中的比例因子进行优化。最后通过数字仿真,并和传统的追踪导引和比例导引相比较,表明该最优制导律所需机动过载小,追击目标所需时间短,并且能够精确有效地摧毁大机动目标。     

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。     

基于零效脱靶量的制导估计一体化方法

为提高反临近空间高超声速目标的拦截精度,提出一种基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法,通过对目标拦截的制导估计问题分析,建立制导估计一体化设计的系统模型,并对具有目标机动补偿的零效脱靶量制导律进行设计。在目标状态信息可量测的条件下,零效脱靶量制导律与比例导引法相比,其制导性能略高;在目标状态信息不可量测的条件下,基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法对目标加速度的估计误差更小,制导精度也更高。利用该方法可以较好地跟踪目标机动,减小估计延迟对制导精度的影响,具有较高的制导精度和较强的鲁棒性。     

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。     

一种三维非线性免疫变结构制导律

针对导弹拦截过程中对目标机动未知的问题,将滑模变结构理论与免疫反馈理论相结合,设计了一种非线性免疫自适应变结构制导律。该方法首先根据李亚普诺夫稳定性理论,在滑膜变结构制导律的基础上,对目标的机动加速度进行自适应估计,消除了拦截过程中机动加速度干扰的非线性影响。其次应用免疫反馈的抗干扰和鲁棒性能,对滑模变结构控制中出现的抖振现象进行抑制和补偿。仿真结果表明,该制导律在目标作机动变速逃逸时仍能取得较好的拦截效果。     

基于ESO的拦截机动目标带攻击角度约束制导律

为满足攻击角度约束的要求,设计了一种考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的制导律。建立了考虑驾驶仪二阶动态特性的带攻击角度约束项的制导系统模型,采用二阶滑模超螺旋算法对扩张状态观测器进行改进,提出了一种超螺旋扩张状态观测器,对未知目标加速度进行估计,选取一种带攻击角度约束的非奇异快速终端滑模面,结合动态面控制,提出了一种新型制导律。该制导律能使系统状态全局有限时间收敛,补偿驾驶仪动态特性。对比仿真结果表明,所提观测器估计精度高,所提制导律能够实现视线角速率和攻击角度有限时间收敛,且具有更好的制导性能。     

带有视场角约束的滑模攻击时间控制制导律

为提高攻击时间控制制导律的鲁棒性和工程适应性,以弹目拦截几何关系为基础,采用滑模技术设计了一种带导引头视场角约束的无奇点攻击时间控制制导律。通过Lyapunov理论证明了该制导律的稳定性和收敛性。理论分析及仿真结果表明：当攻击时间误差变为0 s时,该制导律可演变成纯比例导引律,末端需用过载变化平缓、命中点处为0 g;所设计制导律可有效实现静止目标拦截、多导弹协同攻击等场合的攻击时间控制。     

基于领弹-从弹架构的无导引头导弹协同定位与制导方法

针对无导引头导弹在采用现有制导律时定位误差会产生较大脱靶量的问题,通过双领弹的领弹-从弹协同架构,设计了一种协同定位与制导策略,以实现无导引头导弹对静止目标的精确命中。基于扩展卡尔曼滤波,提出了一种无导引头导弹的协同定位方法。该协同定位方法与比例导引结合时存在终止时刻过载指令过大问题,因此设计一种新型变系数比例导引律,分析了变系数比例导引律的制导系数对脱靶量、终止时刻过载与最大过载的影响。仿真结果表明：采用所提出的协同定位方法可减小具有定位误差的无导引头导弹脱靶量,而采用变系数比例导引律可避免终止时刻过载指令过大。     

基于模糊变系数策略的迎击拦截变结构制导律设计

迎击拦截是拦截问题中常见的一种制导方式。为提高拦截器的末制导精度,基于变结构控制设计零化视线角速率的变结构制导律是一种典型方法。对高速目标的迎击拦截出现相对速度过大,目标机动能力引起的导引初段需用过载过大的问题,应用模糊控制设计制导律的导航项及变结构项系数随剩余导引时间变化的策略以延长系统进入滑模面的时间,使系统进入滑模面的同时有效减小末制导初段的控制量。建模及仿真结果显示,该制导律在使视线角速率收敛的同时显著地减小了导引初段的需用过载,验证了该方法的有效性及对传统比例导引律的优越性。     

基于非光滑控制的三维制导律设计

针对机动目标寻的制导中带有终端角度约束的制导律设计问题,提出了基于非光滑控制的制导律设计方法。首先建立了飞行器与目标的三维相对运动模型,应用非光滑控制方法,设计非线性制导律,使齐次系统满足渐近稳定和齐次度为负的条件,达到终端角度要求。其次,应用高增益观测器对制导信息进行估计,通过对观测器状态进行扩张,完成目标机动加速度的估计。最后,对所设计的制导律进行了数值仿真,校验了设计方法的有效性。     

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.