高阶控制导弹线性二次型微分对策制导律

基于微分对策双边优化理论,给出了一种一般形式线性二次型微分对策制导律,该制导律可适用于具有任意阶控制的拦截导弹和目标的系统综合分析.由于该一般形式制导律具有解析解,针对一类具有一阶正当传递函数的拦截导弹进行了制导律的验证和仿真,推导了该情形下的微分对策制导律,并进行了制导增益和对策空间的分析,研究了鞍点解存在的条件.仿...     

基于DFL的拦截导弹非线性导引律研究

在研究拦截导弹质心运动特点以及考虑一些实际因素的情况下，建立了一种拦截导弹系统的二维简化运动模型，并给出了该模型的状态方程一般表达式。根据这一状态方程的表达形式，应用非线性系统的直接反馈线性化（DFL）理论，得出了一个导弹加速度的线性补偿律，并根据该线性补偿律和PN导引律，设计出了一种基于I／O描述和PN导引律综合的变结构控制律。本文的末尾给出了应用该综合控制律的一些仿真结果，这些仿真结果表明：该控制是拦截导弹导引的一种有效处理方法，所设计的系统具有良好的跟踪性能，具有一定的研究应用前景。     

基于IMM_UKF的红外导弹滑模制导

针对红外空空导弹被动制导问题,将交互式多模型算法(IMM)和不敏滤波(UKF)算法结合起来估计目标状态,同时设计了滑模制导律来提高目标的可观性,从而提高导弹制导精度.仿真结果表明在同等可观性条件下,IMM_UKF较自适应两步滤波(ATSF)估计精度高,与滑模制导律结合起来提高了制导精度,减小了脱靶量.     

有界控制导弹随机最优制导律

为削弱加速度界和系统噪声对拦截导弹性能的影响,基于随机控制理论,设计了一种考虑有界控制的随机最优制导律(stochastic optimal guidance law,SOGL)。通过系统降阶与性能指标变换和随机输入描述函数近似,将拦截导弹的控制有界和状态估计误差考虑到了该制导律的设计当中。同时,为削弱目标加速度估计延迟的影响,提出了一种SOGL的补偿形式,并基于Monte Carlo方法进行了仿真验证。结果表明,SOGL相比于传统的最优制导律性能得到了明显改善,而其补偿形式削弱了滤波器估计延迟的影响,更适用于目标机动存在切变的情形。     

月球着陆器最终下降段的制导与控制方法研究

对月球着陆器从约100m到30m之间高度的最终下降段的制导与控制方法进行了研究。提出了一种保证推力有界的简单制导方案,并从理论上严格证明了制导与姿态控制系统的几乎全局渐近稳定的性质。本文的创新之处在于：设计了嵌套饱和函数形式的特殊制导律,该制导律不仅满足主推力有界和可以防止姿态控制中的奇异问题,而且具有形式更为简单和调节着陆器的最大允许偏斜角等优点;得益于制导律的嵌套饱和函数形式,证明了目标角速度的全局有界性质,从而可以获得姿态子系统相对于制导子系统的分离性质。     

带末端攻击角约束连续有限时间稳定制导律

针对制导武器末端攻击角约束与末端弹道尽可能平直的要求,应用有限时间控制方法,设计了具有末端攻击角约束的连续有限时间稳定制导律,使闭环制导系统在有限时间内视线角速度收敛到零和视线角收敛到期望值。通过非线性控制系统的有限时间稳定齐次性理论对该制导律进行了分析,证明了闭环制导系统的视线角速度和视线角全局有限时间稳定特性,并基于有限时间Lyapunov稳定性理论给出了闭环制导系统有限停息时间的表达式。在实例应用仿真中,比较了该制导律与最优制导律的制导性能,检验了该制导律在不同作战任务下的制导效果。仿真结果证实了该制导律的有效性和鲁棒性。     

寻的导弹寄生天线罩耦合回路有效导航比设计

基于比例导引(PN)制导律和实际惯性稳定框架式导引头回路,针对导引头回路两种校正网络,建立了用于设计有效导航比的两种寻的导弹寄生天线罩耦合回路模型,给出了PN寻的制导系统的控制弹道实际有效导航比的计算公式及设计准则。算例结果表明,该方法正确有效,所得脱靶量较小。     

一种离散非线性末制导律

在空间拦截中，导弹产生饱和梯形波推力和三角形脉冲推力。用非线性精确线性化理论获得的制导律是连续制导律，它适用于导弹在大气层内飞行，不适于导弹在大气层外飞行。本文研究了非线性末制导律离散实现的解析法，用该方法获得的离散末制导律适用于导弹在大气层外飞行。     

月球软着陆下降轨迹与制导律优化设计研究

对月球软着陆全过程三阶段下降轨迹和制导律进行了优化设计研究,结合工程实际给出了月球软着陆飞行轨迹初步方案。制动段基于均匀球体三维动力学模型,获得一种燃料次优解析制导律;该制导律通过单步优化得到了推力角控制量的解析形式,并在推力角中引入前馈项用以消除近月点初始偏差。接近段采用平面月球模型,利用重力转弯技术,得到了解析形式的最优开关制导律。着陆段以安全性为首要目标,基于垂直降落模型,采用程序控制策略,研究了等效连续变推力制导方法。最后,分别对三阶段下降轨迹和制导律进行了算例分析,给出了软着陆全过程飞行参数变化曲线。结果表明,软着陆下降轨迹和制导律方案的设计和优化是可行的。     

考虑复合控制系统动态特性的前向拦截制导律

为满足临近空间拦截高速大机动目标的实际需求,研究了考虑直接力/气动力复合控制动态特性的前向拦截制导律设计方法。在考虑连续气动力和离散直接力特点的基础上,给出了一种在气动舵控制基础上设计连续直接力、然后通过冲量等效法进行离散化的直接力设计方法,避免了复杂的控制分配问题。根据二维前向拦截导引运动学模型和拦截导弹动力学模型,利用时间尺度分离,将拦截导弹和目标的质点运动学与加速度慢变子系统构成的动态系统,看成慢变子系统,设计了俯仰角速度指令;将俯仰角速度动态子系统看成快变子系统,通过对俯仰角速度指令的跟踪控制设计得到考虑复合控制系统动态特性的前向拦截导引律。仿真结果校验了本文方法的正确性和有效性。     

直接侧向力控制导弹的自适应模糊变结构末制导律设计

针对采用直接侧向力控制的敏捷性导弹，提出了一种适州于拦截大机动目标的自适应模糊变结构末制导律。由于采用了直接侧向力控制方式，提高导弹末段机动过载和快速响应能力的同时，也使得系统具有高度耦合非线性和参数不确定性。采用所设计的制导律在制导系统中不确定性函数为未知的情况下，利用自适应模糊系统的万能逼近能力以任意精度进行逼近，由此克服了模型小确定性和外界干扰对制导系统的影响。并通过引入目标最大机动加速度自适应算法，使得这种制导律中的变结构项具有变增益能力，能够适应目标各类机动的情况。仿真结果表明，该制导律对大机动目标具有较强的鲁棒性，并对各类机动目标均有较高的制导精度。     

改进的推广KALMAN滤波器在导弹被动制导中的应用

本文研究将改进的推广Ｋａｌｍａｎ滤波器应用于导弹被动制导问题。为了提高系统的可观性，我们采用一种双重指标来设计最优导引律。仿真结果表明，如何系统状态的均值较高，波动较小，那么ＭＥＫＦ的估计精度明显优于推广Ｋａｌｍａｎ滤波器。     

非线性三维自适应模糊变结构制导规律的研究

在三维球坐标系下建立了导弹与目标的相对运动模型,针对大机动目标提出了一种 基于零化导弹与目标视线角速度的三维自适应模糊变结构末制导律。所设计的制导律通过模 糊系统对非线性模型进行逼近,克服了模型不确 定性和外界干扰对制导系统的影响,并把目标加速度视为一类有界干扰,在线对目标加速度 的界进行估计。通过计算机数字仿真验证了导弹与目标的相对视线角速度最终趋向于零,验 证了制导规律的正确性和有效性。     

非线性三维变结构鲁棒自适应制导规律的研究

在三维球坐标系下建立了导弹与目标的相对运动模型,把目标加速度视为一类有界干扰,针对大机动目标提出了一种基于零化导弹与目标视线法向速度的三维变结构鲁棒自适应末制导律,并根据Lyapunov方法设计了参数自适应律.通过计算机数值仿真验证了导弹与目标的相对视线角速度最终趋向于零,验证了制导规律的正确性和有效性.     

大气层内拦截战术弹道导弹制导控制技术研究

就国家导弹防御系统而言 ,在大气层内对来袭弹道导弹的拦截与在大气层外实行拦击目标具有同样的实际意义。因此 ,新一代的防空导弹必须有一定的反战术导弹的能力。本文主要讨论在高空 2 0km以下作为低层防御的拦截导弹制导控制系统设计的一些方法。提出了拦截命中点的预测方法和拦截交会可采用的制导规律     

逆轨拦截机动目标的三维最优制导律

以大气层内导弹逆轨拦截高速机动目标为背景，本文运用最优控制和双曲正切函数设计带角度约束的三维最优制导律。分别假设导弹弹道倾角和弹道偏角保持瞬时恒定，将三维制导分解为两个相互垂直平面内的二维制导。考虑导弹速度时变的情况，建立带角度约束的制导方程。设计一种双曲正切函数的变种，并将其设为脱靶量和角度约束的权重系数，根据极小值原理推导了最优制导律的解析表达式。双曲正切函数变种的引入，使得制导律对脱靶量和角度约束的要求是逐渐增强的，可以解决传统最优制导律初始段过载指令过大的问题。仿真结果表明了该制导律的有效性。     

一种拦截机动目标的多导弹协同制导律

针对多导弹协同拦截一个机动目标问题,基于有限时间一致性理论提出了一种带有攻击角约束的多导弹协同制导律。首先建立了带有攻击角约束的多导弹协同制导模型。其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分：一是基于有限时间一致性,同时结合积分滑模和自适应控制设计沿着视线方向上的加速度指令,保证所有的导弹能够在有限时间内同时拦截机动目标;二是利用非齐次干扰观测器并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的视线角。最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明该设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。     

一种非线性最优导弹制导律

以质点飞行器的非线性运动方程为基础，研究了导弹拦截目标问题。运用线化变换理论和线性二次型微分对策理论，导出了导弹和目标的最优控制策略，对导弹最优策略进行了综合分析，给出了一种可以实时实现的最优制导律。并以某型中远程地－空导弹的气动数据和数学模型为基础，进行了全弹道拦截数字仿真，仿真结果表明：该制导律在减少终端脱靶量方面比空间比例导引的效果好。     

BTT-90导弹比例导引规律研究

本文在给定七种不同初始条件、不同目标机动和选取快、慢两种时间常数,不同升力,不同导引比及制导逻辑设计的条件下,采用简化控制模型,研究了BTT-90导弹的比例导引规律,并对系统的性能进行了分析。结果表明,BTT-90导弹采用比例导引规律是完全可行的,设计的制导逻辑是正确的。模型简单,计算精度好,工程上容易接受。本文及其计算程序为BTT系统参数(导引比、控制器时间常数,弹体升力系数等)选择提供了依据。