带约束碰撞角的顺/逆轨制导律设计

针对逆轨、顺轨拦截模式,提出了带末端约束碰撞角的ACPN(Angle Control Proportional Navigation)、ACRPN(Angle Control Retro-Proportional Navigation)2种轨迹成型制导律.将线性的比例制导(PN)/负比例制导(RPN)作为标称指令,将碰撞角约束作为反馈指令,以相对加速度建立微分方程,得到了ACPN、ACRPN制导律.ACPN使用正比例系数,逆轨拦截目标;ACRPN使用负比例系数,顺轨拦截目标.与现有的研究结果进行仿真对比:ACPN具有耗费控制力少、末加速度小的优势;ACRPN的控制力、脱靶量、碰撞角误差较逆轨拦截优势明显.此外,分析了拦截高速目标的捕获区域.结果表明,ACPN比偏置比例导引的捕获区域大.当拦截弹的航迹角小于π/2+λ_i时(λ_i为初始视线角),宜采用ACPN(逆轨模式)拦截目标,拦截弹的航迹角大于等于π/2+λ_i时,宜采用ACRPN(顺轨模式)拦截目标.      

空-空导弹全向攻击随机最优制导律

本文从全向攻击的基本思想出发,用最优控制理论和卡尔曼滤波理论推导出能使空-空导弹进行全向攻击的随机最优制导律。该制导律包含目标加速度反馈,能对付机动目标;当目标作非机动飞行时,最优制导律是变比例系数的比例制导。计算机仿真结果表明:最优制导需用过载、终端脱靶量均小于比例制导,特别是当导弹从目标前方攻击时,其制导精度大大优于比例制导。     

基于扩张状态观测器的导弹滑模制导律

针对导弹拦截机动目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO,Extended State Observer)设计了一种全新的导弹滑模制导律.考虑拦截时的弹目相对运动关系,通过ESO对目标加速度进行实时的观测和动态补偿,有效地解决了导弹拦截末端所需过载过大的问题,使导弹能够以更小的脱靶量拦截目标.同时在仿真中考虑自动驾驶仪的二阶动态特性,分别以不同的初始航迹角对周期性机动目标和非周期性机动目标进行拦截打击仿真,并与基于有限时间收敛理论提出的滑模制导律对迎击拦截、追击拦截和前向拦截3种方式进行仿真对比,仿真结果表明了基于ESO的滑模制导律在拦截末制导过程中的鲁棒性和优越性.      

拦截机动目标的三维协同中末一体化制导律

针对空中来袭目标机动能力较大,单枚导弹无法有效拦截的问题,提出了拦截机动目标的三维协同中-末一体化制导律。根据目标和拦截弹的最大机动能力计算所需的最少拦截弹数量,解算出末制导的初始阵位约束,根据阵位约束,设计基于改进比例导引的协同末制导律。基于中制导开始时目标速度,迭代求解出预测命中点以及中末交班约束,提出基于预测命中点的时间角度协同中制导律。在三维场景下对协同中末制导律进行仿真验证,结果表明：该方法能够有效满足中末交班的阵位要求以及末段拦截精度,实现对机动目标的有效拦截。     

脉冲型逻辑切换飞行系统的制导控制律设计

探讨了气动舵面和侧向喷流复合控制模式下拦截弹飞行系统的制导与控制.由于高空气动力不足,同传统的只装配气动舵面的拦截弹相比,为改进对于机动目标的拦截精度,将侧向喷流装置引入以增加导弹的机动能力.使用脉冲型混杂切换系统对侧向喷流导弹动力学进行描述;滑模制导律和决定侧向喷流装置开启策略的逻辑切换律被提出用于产生期望制导指令.仿真和比较证实:滑模制导律和逻辑切换律对目标机动敏感,末端脱靶量很小(<0.1 m),拦截弹动能碰撞杀伤目标.      

高精度快速趋近滑模变结构末端导引方法

针对反导拦截过程中拦截时间短时传统比例导引制导脱靶量大的问题,运用滑动模态变结构控制理论,提出了快速趋近滑模制导律及高精度制导信息快速提取算法,在典型交战条件下与比例导引、扩展比例导引及开关偏置比例导引方法进行了仿真对比,结果表明该制导律实现了滑模趋近的快速性,有效抑制了指令的发散,滤波算法能快速有效提取有色噪声条件下制导信息,大大提高了制导精度,为高精度反导拦截打下了基础.     

考虑导弹自动驾驶仪动态特性的新型制导律

针对拦截空中飞行目标需要满足零脱靶量和攻击角约束提高导弹制导性能等问题,首先,利用考虑噪声干扰的扩张状态观测器对目标加速度进行估计,其次,改进一种非奇异终端滑模面,将自动驾驶仪视为理想环节,然后,基于终端滑模控制理论和有限时间收敛理论推导一种滑模制导律,最后,考虑自动驾驶仪二阶动态特性,将得到的滑模制导律结合动态面控制法提出一种新型制导律。分别以不同的攻击角对机动飞行和匀速飞行的目标进行拦截,大量仿真表明,所提制导律具有良好的制导性能,能够保证导弹在零脱靶量击中目标的同时达到期望攻击角。     

基于预测碰撞点的剩余飞行时间估计方法

分别针对顺轨与逆轨拦截飞行轨迹的特点,设计了相应的剩余飞行时间（TGO）估计方法。该方法通过对弹目碰撞点的预测,降低了发射条件差异对TGO估计精度的影响。首先对线性比例导引运动方程进行变形,得到拦截弹飞行轨迹关于弹目距离的一阶微分方程,基于预测碰撞点,对不同初始发射角造成的积分结果误差进行修正,得出了2种拦截模式下的TGO解析表达式。通过与3种现有估计方法对比分析,验证了提出方法的实时性和估计精度,且能够优化制导性能。      

自适应非奇异快速终端滑模固定时间收敛制导律

针对机动目标的末制导拦截问题,设计了一种带攻击角度约束的非奇异快速终端滑模固定时间收敛制导律。与有限时间收敛终端滑模制导律相比,所提制导律能够确保弹目视线（LOS）角和弹目视线角速率在固定时间内是收敛的,并且收敛时间是独立于制导系统初始条件的,可以根据制导律参数预先给定。构造了一种新型的非奇异快速终端滑模面,有效解决了奇异性问题,同时通过合理地改变滑模面与弹目视线角跟踪误差的趋近律指数,使得制导系统比现有的固定时间收敛控制具有更快的收敛速率。此外,设计了一种自适应律,针对目标机动引起的未知扰动进行估计,使得制导律的设计无需预先知道任何关于目标机动的信息。通过仿真实验验证了所提制导律能够使导弹成功拦截机动目标,并且与现有制导律相比,具有更快的系统收敛速率、更高的拦截精度及更短的拦截时间。      

拦截大气层外机动目标的模糊导引规律

针对大气层外机动目标的拦截问题,分析了轨控发动机作用下拦截器与目标的相对运动规律,并据此提出了拦截能力的估计方法.根据轨控发动机能够修正的视线转率上限和最短工作时间设计了开机曲线.结合开机曲线和拦截能力的估算方法提出了基于模糊逻辑的导引规律.该导引规律根据专家经验制定模糊规则,利用相对距离和拦截能力作为模糊推理系统的输入对发动机的开机曲线进行调整,结合继电器方式的发动机开关机规律形成制导指令.针对两种典型的目标机动方式,通过仿真验证了该导引规律对机动目标进行拦截的有效性.