基于多项式函数求解的落角约束制导律

在攻击坦克、舰艇等特定目标时,需要对导弹的终端落角进行约束,进一步提高战斗部的毁伤效能。针对这一问题,设计了基于多项式函数推导的落角约束制导律。首先在纵向对称平面内建立弹目相对运动学的小扰动线性化模型,利用落角和脱靶量的始端和终端约束条件,推导得到了满足落角约束的制导律的解析表达式。对该制导律进行仿真,仿真结果表明该制导律可以使导弹按照期望落角命中目标。     

基于终端落角和加速度约束的末制导律设计

为了提高导弹末制导的打击精度和毁伤程度,设计了基于剩余时间多项式的满足终端落角约束和终端加速度为0的制导律。经过反馈线性化将弹目方程变成线性形式,通过满足具体的终端约束求解了制导律的系数,得到满足各种约束的易于工程实现的新制导律。利用闭环轨迹解给出了一种有效求解弯曲弹道剩余时间的方法。最后通过弹道仿真和对比试验验证了该制导律的可行性。与现有文献相比,该制导律不仅满足高精度制导的需要,而且对末端迎角控制和早期弹道修正具有较大优势。     

带落角和末端攻角约束的最优末制导律

针对现代导弹武器多约束、高精度制导的基本要求,在综合考虑带落角和末端攻角约束的条件下,用二次型最优控制推导出一种新的最优末制导律。仿真结果表明,该末制导律既能够满足高精度制导的要求,同时也能够满足对落角和末端攻角的控制要求。     

有落角约束的参数可调最优制导律

基于最优二次型控制理论,对传统有落角约束的最优制导律进行了改进。选取的二次型准则不仅包括对终端状态的约束,还在积分部分包含一个指数增长的时间相关项,推导了一种参数可变的有落角约束的最优制导律。对PN模型的仿真结果表明,系统不但能够满足落角约束和较小的脱靶量,而且随着选取参数的增加,使得系统在接近末端时过载指令减小且变化平缓。     

高超声速滑翔飞行器约束预测校正再入制导

针对大升阻比高超声速滑翔飞行器的再入制导问题,将再入轨迹划分为初始下降段、过渡段和准平衡滑翔段。初始下降段采用定倾侧角飞行,过渡段在最大倾侧角附近飞行,准平衡滑翔段利用数值预测校正方法和准平衡滑翔条件在线设计同时满足过程约束和终端约束的倾侧角制导律。通过标准条件和扰动条件下的仿真结果表明,这种制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。     

滚转舰炮制导炮弹的空间多约束导引与控制一体化设计

在大口径舰炮制导炮弹打击近岸机动目标的末段，考虑攻击角、控制受限、视线（LOS）角速率测量受限等约束，提出了一种基于块动态面与扩张状态观测器（BDSESO）的多约束空间导引与控制一体化设计（IGC）方法。构建了滚转制导炮弹的空间导引与控制一体化的严块反馈串级模型，运用扩张状态观测器估计视线角速率和目标机动、建模误差、风等系统内外不确定干扰。为了在有限时间内零化视线角跟踪误差与视线角速率，采用自适应指数趋近律设计非奇异终端滑模，通过自适应动态面控制有效镇定串级系统并避免微分膨胀，引入自适应Nussbaum增益函数补偿控制受限的饱和非线性。通过Lyapunov理论证明了视线角跟踪误差、视线角速率的有限时间收敛性与全系统状态的一致最终有界性。半实物仿真实验表明：该方法使制导炮弹在打击具有不同机动形式的目标时，均具备较好的末制导性能。     

带终端攻击角约束的状态反馈变结构制导律设计

基于滑模变结构控制理论,结合状态反馈原理,提出一种能命中目标并保证终端攻击角度约束的变结构制导律。该制导律在传统线性滑模面的基础上增加非线性函数,通过最优控制理论确定该函数,由此将线性滑模面转变成时变、非线性滑模面。仿真结果表明:该制导律对目标机动有良好的鲁棒性,能够满足期望的终端攻击角约束,并避免了制导初期过载较大的缺陷,方法简单,易于工程实现。     

高速再入飞行器带落角约束末制导律研究

针对高速再入飞行器以预定角度攻击地面目标的要求,提出了一种基于Lyapunov稳定性定理的具有终端落角约束的末制导律.该制导律在纵向平面内将视线角及其角速率视为状态变量,合理构造Lyapunov函数,通过调节Lyapunov函数的系数,保证以期望的落角击中目标.该导引律不需增加任何制导观测信息,就可以有效满足落角约束要求.最后,以CAV-H为对象进行了三维仿真.仿真结果表明,该制导律能有效提高制导精度,并且多项性能指标均优于最优制导律.     

基于预测控制的角度约束制导律设计

针对低高度、大倾角末端姿态约束问题,提出了一种弹道跟踪制导律.离线优化得到满足终端约束的基准弹道.为了避免出现奇异,将对位置的跟踪转换为对视线角及视线角速度的跟踪.根据当前状态,利用连续时间非线性预测控制,以弹道跟踪误差和控制能量的组合为性能指标,在线滚动优化得到制导指令,分析了制导律的参数选取,最后对该制导律进行了全...     

导弹鲁棒高阶滑模制导控制一体化研究

针对传统制导与控制系统分开设计在拦截高速机动目标时的缺陷,提出一种高阶滑模制导控制一体化方法.综合考虑弹目拦截几何与导弹动态,根据零化视线(LOS)角速率的准则,将导弹制导控制问题转化为一个三阶积分链系统的镇定问题.基于几何齐次理论设计了标称系统的全局有限时间镇定控制律,同时针对目标机动和导弹气动参数摄动等带来的不确定性,利用超扭曲算法(STA)设计了补偿控制律.仿真结果表明,与传统制导与控制系统分开设计相比,本文所提出的鲁棒高阶滑模制导控制一体化方法具有更小的脱靶量,且导弹姿态和控制舵偏角的变化更加平缓.     

弹道可调的落角约束分数阶滑模制导律设计

针对制导弹道带落角约束的末制导问题,提出了一种基于分数阶微积分理论的时变滑模制导律。可通过提前设置参数调整制导弹道,分数阶的引入增加了制导弹道的可变性和多样性。利用李雅普诺夫稳定性理论证明了制导律的稳定性。采用分数阶积分中值定理,将分数阶微分方程转化为一阶线性微分方程,并求解出状态误差的解析式,最后利用夹逼定理证明了制导律的收敛性。数值仿真结果表明,该制导律在保证高制导精度的同时,可大范围改变弹道形式,使制导弹道复杂多变难以预测。     

基于Lyapunov稳定性的扩展比例制导律设计

基于一般弹目平面运动模型,以视线角、视线角速率为状态变量将弹目运动关系转换为二阶控制系统状态空间表达,把制导律设计转化为系统控制律的设计问题.在此控制模型的基础之上,利用Lyapunov稳定性定理,以视线角速率平方项作为能量函数设计了一种新型的扩展比例导引律,与其他扩展比例导引律相比,该导引律不需要增加任何制导观测信息,可以有效抑制噪声影响,并将基于Lyapunov稳定性的末制导律设计方法推广到有终端角约束的制导律设计中.仿真结果比较表明,该制导律可以提高制导精度、有效减小制导信息中的噪声影响.     

基于锥形运动的制导火箭速度控制导引律设计

针对制导火箭落点速度的约束要求,提出了一种采用锥形运动控制导弹飞行速度的导引方法。该方法首先设计了满足速度约束的虚拟目标理想运动轨迹,将导弹减速控制问题转化为对虚拟目标的追踪导引问题,通过建立制导火箭与虚拟目标的相对运动模型,分析了弹目相对位置和相对速度的关系,推导了具有速度控制的导引律一般形式,并采用动态逆控制理论设计了锥形运动控制指令和导引参数。通过数字仿真对比了不同落角约束条件下导弹锥形运动的速度控制效果,结果表明该方法设计的导引律能够满足制导火箭速度约束要求,且制导精度高、控制效果好,为导弹锥形运动速度控制技术提供了参考。     

反吸气式临近空间飞行器空基拦截弹制导律设计

临近空间高超声速飞行器的出现和应用,为传统防空系统提出了新的挑战。提出了一种反临近空间高超声速吸气式飞行器巡航段空基拦截方案,并设计了基于末角约束比例导引法的中制导律和空基拦截弹复合制导律。仿真结果表明,改进末角约束比例导引法能充分利用拦截弹中制导段过载承受能力,有效地加快了拦截弹达到期望末视线角的速度,改善了中末交班性能;所设计的拦截方案能够对典型机动目标实施有效拦截。     

高升阻比RLV的约束预测校正再入制导

针对高升阻比可重复使用运载器,提出了一种基于能量的改进约束预测校正制导方法。在再入滑翔段,利用二次函数模型对倾侧角幅值剖面进行参数化设计,并利用改进的准平衡滑翔条件将再入过程的轨迹过程约束转换为倾侧角幅值约束;针对再入中后期准平衡滑翔飞行特性降低的情况,提出采用一种简单的倾侧角幅值反馈修正方法,进一步抑制轨迹的过载。仿真结果表明,在存在各种扰动的情况下,该制导方法能够导引飞行器精确地飞向目标位置,并满足过程约束条件,具有良好的制导精度和鲁棒性。     

高超声速飞行器再入多段导引方法研究

针对通用航空飞行器(CAV)的再入飞行问题,研究了一种滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。该方法将再入轨迹分为初始下降段、过渡段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段,引入拟平衡滑翔条件(QEGC),将过程约束转换成倾侧角制导律的上界。结合预测校正方法在线设计满足各种轨迹约束的倾侧角制导律,最后在计算机上进行制导仿真。仿真结果表明,该方法可快速地得到满足过程约束和目标要求的弹道。     

考虑捷联导引头最小视场角约束的制导策略

针对高超声速飞行器捷联导引头，提出导引头最小视场角（FOV）约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律，指出在攻击固定目标时，导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足，导引头将丢失目标。在此基础上，基于缩短导引头丢失目标距离的目标，提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式，当最小视场角约束无法被满足时，改变原有制导指令，主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角，避免超出视场范围。其次，针对飞行器过载约束，设计了制导策略切换点，在到达切换点时该制导策略将结束工作，避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性，能够大幅度减少导引头丢失目标距离，工程上有利于提高末端命中精度。     

基于双幂次趋近律的变结构末制导律设计

针对拦截机动目标问题,提出了一种新的具有强鲁棒性的非线性变结构末制导律。基于弹目相对运动学的非线性关系,将目标机动作为系统扰动,建立了弹目相对运动的数学模型。并基于零化弹目视线角速率的思想,利用一种新的双幂次趋近律设计方法,得到了非线性变结构末制导律。该方法利用Lyapunov稳定理论,严格证明了制导系统的全局渐近稳定性。数字仿真结果表明,所设计的制导律与比例导引律相比,对高速大机动目标具有很强的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度。     

考虑信噪比影响的非线性H_∞制导律设计

针对导弹对目标拦截问题,考虑测量信号信噪比影响,以非线性H∞控制理论为基础,应用Lya-punov函数稳定性的分析方法设计了具有强鲁棒性的非线性制导律。首先,以弹-目相对距离和相对速度为变量,并将目标机动视为扰动,建立弹-目相对运动的非线性数学模型。其次,基于零化弹目相对距离的思想,针对拦截过程中测量噪声的影响问题,提出了非线性H∞稳定控制策略,得到连续的非线性末制导律,并分析了信噪比与制导律参数的关系,对测量信号信噪比提出了要求。同时,严格证明了制导系统的稳定性,且无需求解HJI偏微分方程。仿真结果表明,这种制导律对大机动目标具有较强的鲁棒性和适应性,同时能获得良好的制导精度。     

事件触发机制下具有视场约束的三维协同制导

针对多枚反舰导弹同时攻击舰艇目标的实际需求,考虑导引头视场角约束,研究了事件触发控制方式下的时间协同制导问题。基于三维耦合模型提出了一种由三维比例导引律（PNG）和事件触发偏置项组成的三维时间协同制导律,并给出了事件触发条件。该偏置项利用非线性函数来确保总前置角的有界性,以满足导引头的视场角约束,并且通过分布式事件触发一致性协议,使弹群的攻击时间能够收敛到一致,并有效降低协同控制系统更新频率,减少通信资源消耗。基于Lyapunov理论证明了所提出分布式协同制导律的稳定性,且不存在Zeno现象。最后,通过数学仿真验证了所提出的三维协同制导方法的有效性和鲁棒性。