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.     

气动辅助异面变轨问题中近最优导引律解

研究了异面低地轨道（LFO－LEO）变轨过程中,气动辅助轨道转移飞行器（简称AOTV）在大气内飞行的量优闭环导引律的一种设计方法,对气动辅助道转移飞行器大气内飞行的动力学模型进行合理的简化和近似,将AOTV燃料最省的指标转化为大气出口速度极大条件的性能指标,然后应用最优控制理论,经数学推导得到了控制变量与飞行器状态的解析关系,即AOTV近最优导引律,数学仿真验证了所设计的导引律是正确可行的。     

Trajectory shaping guidance law with terminal impact angle constraint

In order to strike hard targets underground or warships and tanks with expected impact angle by missiles or guided bombs,trajectory shaping guidance law with terminal position and impact angle constraints is derived based on linear quadratic optimal control theory.The required acceleration expressed by impact angle and heading error is obtained in lag-free guidance system in order to find the optimal relationship of those angles in terminal phase.The adjoint systems of miss distance and impact angle error of first-order guidance system are established based on statistical linearization adjoint method(SLAM)in order to study the impact performances of the guidance law.Simulation results show that the miss distance and impact angle error of trajectory shaping guidance law are both according with the impact position and angle constraint and the required acceleration at impact can be decreased by an optimal relationship of impact angle and heading error.     

攻击时间控制的动态逆三维制导律

为使导弹按照指定的攻击时间攻击目标,在俯仰通道采用增广比例导引,而在偏航通道采用机动控制,该机动控制的作用为调整导弹的攻击时间使其趋于标称值.用剩余时间误差来表示当前剩余时间和标称剩余时间的差值,这里的当前剩余时间按照当前时刻弹目距离与速度的比值来计算.由弹目相对运动关系可知,偏航通道的控制量通过前置角间接控制当前时刻的弹目距离,因此,该控制量通过前置角间接控制剩余时间误差.对此控制系统,采用时标分离的方法设计了期望的慢子系统和快子系统,对这两个子系统分别进行动态逆控制设计,得到了导弹偏航通道的机动控制指令.仿真结果表明,这种制导方法最终使剩余时间误差趋于0,实现了导弹的攻击时间控制,并在导引后期能够获得直线弹道.     

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.     

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。     

Comparative analysis of different iterative model for exoatmospheric autonomous iterative guidance method

Space applications have raised the demand on autonomy, security and reliability for current transportation vehicle, which require guidance technology of vehicle must have strong robustness and adaptability. Therefore, it is needed to research exoatmospheric autonomous iterative guidance method with stronger adaptivity and higher accuracy. Based on preliminary research results, two new iterative models with performance index of maximum terminal energy for exoatmospheric autonomous iterative guidance method are proposed in this paper. Then comparative analysis between preliminary research iterative model and two new iterative models proposed is performed. The results demonstrate that the inner update iterative model proposed is the least sensitive to initial values and have the best convergence and performance in the three iterative models.     

伴随方法在亚轨道飞行器预测制导中的应用

提出了一种求解最优两点边值问题的改进型伴随方法,并将其应用于一类以固体火箭发动机为动力的亚轨道飞行器轨迹优化问题中,间接得到一组平滑控制量;利用标称轨迹线性化概念,对该飞行器在标称轨迹附近做一阶泰勒展开,在给定可用姿态指令和摄动、干扰的上界条件下,利用滚动时域控制技术,得到了在系统摄动和干扰存在情况下拥有高精度、快速鲁...     

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.     

纯比例导引律解析解与三维碰撞角约束制导

为提高空地导弹碰撞角约束制导的精度和鲁棒性,增强其对防空系统的突防能力和对目标的打击效果,基于纯比例导引律（pure proportional navigation,PPN）拦截固定目标的解析解,提出了一种新的三维碰撞角约束制导律（three-dimensional PPN-based impact-angle-control guidance law,3D-PPNIACG）。首先,基于PPN拦截固定目标解析解,分析了基于PPN的二维碰撞角约束制导律（two-dimensional PPN-based impact angle constraint guidance law,2D-PPNIACG）的拦截制导性能,包括最大过载、能量消耗与捕获区域。其次,基于2D-PPNIACG和三维拦截制导的垂直分解方法,结合对空间几何关系的深入分析,提出了控制铅垂面内落角和水平面内碰撞角的三维碰撞角约束制导律（3D-PPNIACG）,并对该制导律的实用性和鲁棒性进行了充分讨论。最后通过数值仿真,验证了3D-PPNIACG在碰撞角约束制导中的有效性和鲁棒性。研究和仿真结果表明,所提出的3D-PPNIACG结构简单、易于实现、鲁棒性好,在考虑测量误差、动力学响应延迟等现实因素的情况下,可有效实现水平面内的碰撞角约束制导和铅垂面内的落角约束制导,具有良好的应用前景。     

一种新型的最优末制导指令研究

研究了一种中远程战术导弹的捷联复合制导系统最优末制导指令的设计,重点研究了增加速率陀螺和加速度计反馈时对系统的影响。基于最优控制理论的二次型性能指标,将弹体－自动驾驶仪惯性设计为三阶受控对象,导出了最优制导指令的解析表达式,数字仿真结果表明,所作分析与设计是有效的。     

带有双曲正切加权函数的落角约束最优制导律

为降低末制导律对初始状态误差的敏感度、提高导弹的末端抗干扰能力,针对带有落角约束的末制导问题,考虑基于双曲正切函数的一类加权函数,提出了一种基于间接Gauss伪谱法的最优末制导律. 首先,基于目标位置和期望落角建立了落角坐标系,并在该坐标系中建立了导引运动关系方程,得到了带有落角约束的末制导模型;然后,根据极小值原理推导出了用于求解最优制导律的两点边值问题,运用Gauss伪谱法进行离散,把两点边值微分方程转换为一系列代数方程;最后,通过显式求解代数方程快速得到了最优控制律,该方法避免了求解黎卡提微分方程,不需要进行繁琐的积分运算,计算量小. 所提制导律在推导过程中不依赖于加权函数的具体形式,可非常方便地处理复杂加权函数. 仿真结果表明:通过设计不同形式的加权函数,可灵活改变导弹运动轨迹及制导指令的分布,以实现不同的制导目标;所提方法能有效降低制导律对初始状态误差的敏感度,而且还可以提高导弹的末端抗干扰能力,在很大程度上提高了制导律的设计灵活性.     

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.     

一种最优距离旁瓣赋形滤波器设计

针对雷达多目标分辨和抗干扰等应用场景中,特定范围内的距离旁瓣特性相比于综合距离旁瓣特性影响更大的情况,提出一种最优距离旁瓣赋形滤波器设计方法.该设计方法把旁瓣抑制过程建模为具有附加约束的线性约束最小方差(LCMV)滤波过程,充分利用滤波器阶数的自由度对特定距离范围施加特定旁瓣电平约束,可实现累积旁瓣电平(ISL)最小意...     

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.     

基于人工鱼群的交通诱导系统最优查询研究

与齐齐哈尔市公安交通警察支队交通控制中心合作开发,并以齐齐哈尔市路况为实际进行凋研,将改进的人工鱼群算法应用于交通路径诱导系统数据库优化查淘中,算法提高了最优路径查询的效率。对人工鱼群算法进行了改进,引入贝叶斯变异算子和十字交叉变异算子,避免了算法局部寻优能力差和收敛速度慢等弊端。仿真实验表明算法是正确有效性的。     

轮式移动机器人快速轨迹跟踪

为了克服轮式移动机器人响应能力的有限性、保证轮式移动机器人快速跟踪给定的参考轨迹,本文充分利用预演信息(即提前获取的将来参考信息),设计预演控制策略、调节轮式移动机器人的驱动电压来控制机器人,使其快速跟踪给定的参考轨迹.首先,针对运动学模型设计虚拟控制器以保证轮式移动机器人能够渐近跟踪给定的参考轨迹.其次,建立了虚拟控制器的离散时间线性状态空间模型.再次,基于轮式移动机器人的动力学模型和虚拟控制器的线性模型,将轨迹跟踪控制问题等价转化成一个具有已知输入的线性二次调节问题.最后,基于Riccati方程的解,给出了最优预演控制策略的反馈增益.事实上,本文所提出的为虚拟控制器建立线性状态空间模型的方法适用于任意离散信息,这极大地方便了信息的处理与提前使用;另一方面,由于提前使用了参考信息,本文所提的预演控制策略能够快速地跟踪给定的参考轨迹.仿真实验以类正弦曲线为参考轨迹进行跟踪,结果表明:所提控制策略能使轮式移动机器人的速度与轨迹跟踪误差快速地趋于零,验证了所提预演控制算法的有效性.     

低通滤波与卡尔曼滤波相结合的制导律识别

为利用观测数据对执行追踪任务的非合作目标飞行器进行制导律识别,采用一种通用的隐式制导函数对制导行为进行统一描述,并且给出了一种采用时变制导系数的模型来逼进隐式制导函数.在此模型基础上,利用低通滤波与卡尔曼滤波相结合的频域分离自适应卡尔曼滤波方法对观测数据进行实时处理分析,最终得到目标飞行器的制导律识别结果.仿真结果表明,在目标飞行器采用比例导引律或Bang-Bang变结构制导律的情况下,识别算法能够从观测数据出发,对目标飞行器的制导律完成有效和快速识别.     

高超音速飞行器及其制导控制技术综述

高超音速飞行器军事上的强突防、强侦察能力,民用上的高效部署、星际旅行能力,使其成为各国构建战略威胁、争夺太空资源的重要途径之一,针对这一热点前沿问题,综述了高超音速飞行器的发展及其制导控制技术.首先,对高超音速飞行器的研制历史及现状进行总结,梳理发展脉络揭示其发展规律,并对高超音速飞行器轨道、近空间及大气层内飞行任务进行分析.然后,重点讨论再入返回的飞行约束条件及制导方法,包括:离线轨迹制导、在线轨迹制导以及预测制导,并针对复杂环境下强约束、任务突变等制导难点,展望高精度多约束轨迹制导、快速轨迹规划制导、鲁棒自适应轨迹重构制导等技术;进而,综述了目前高超音速强非线性、不确定性、时变性、结构挠性、控制约束及故障等控制难题及其解决方法,并对系统模型/扰动/故障深层次机理分析、多控制问题兼顾及多控制器切换、智能自主高超音速飞行等控制技术提出了展望.最后,指出了高超音速飞行器的发展需兼顾高超音速打击武器及可重复使用空天往返运载技术,制导控制系统的研制需向极广空域下的智能自主高超音速制导与控制一体化迈进.     

Nonlinear optimal control for robotic yoyo playing

A general approach for controlling of periodical dynamic systems was presented by taking robotic yoyo as an example. The height of the robot arm when the yoyo arrives at the bottom was chosen as virtual control. The initial amplitude of yoyo could be mapped to the desired final amplitude by adjusting the virtual control. First, the yoyo motion was formulated into a nonlinear optimal control problem which contained the virtual control. The reference trajectory of robot could be obtained by solving the optimal problem with analytic method or more general numerical approach. Then, both PI and deadbeat control methods were used to control the yoyo system. The simulation results show that the analytic solution of the reference trajectory is identical to the numerical solution, which mutually validates the correctness of the two solution methods. In simulation, the initial amplitude of yoyo is set to be 0.22 m which is 10% higher than the desired final amplitude of 0.2 m. It can be seen that the amplitude achieves the desired value asymptotically in about five periods when using PI control, while it needs only one period with deadbeat control. The reference trajectory of robot is generated by optimizing a certain performance index; therefore, it is globally optimal. This is essentially different from those traditional control methods, in which the reference trajectories are empirically imposed on robot. What’s more, by choosing the height of the robot arm when the yoyo arrives at the bottom as the virtual control, the motion of the robot arm may not be out of its stroke limitation. The proposed approach may also be used in the control of other similar periodical dynamic systems.