具有终端角度约束的导引律综述

随着武器作战样式的变革,近年来具有终端角度约束的制导方法受到越来越 广泛的关注。根据理论基础的不同,将具有终端角度约束的导引律划分为最优导引律、变结 构导引律以及其它类型的导引律。综述了几类典型的具有终端角度约束的导引律的研究进展 ,对各类导引律的优缺点进行了系统的总结与分析,并通过仿真比较了四种典型导引律的制 导性能。
     

侵彻制导武器终端多约束最优制导律

针对侵彻型制导武器终端多约束制导问题,建立包含一阶弹体动力学的多约束制导模型,采用最优控制方法推导终端多约束制导问题的通解。根据终端约束与罚函数的关系,求解了实际工程中关心的3种最优制导律,并结合当前主流制导控制体制,在小角假设下,将其表述为便于工程实现的形式,即包含弹体动力学的最优比例导引制导律、弹道成型最优制导律和终端多约束最优制导律。理论分析和典型末制导条件仿真表明,后2种制导律可为侵彻制导武器终端位置与角度双约束以及位置、角度与加速度多约束制导问题提供理论基础和工程应用参考。     

视场角受限的三维攻击角度控制导引律

考虑末制导阶段捷联导引头视场角限制及攻击角度约束,提出一种基于三维比例导引攻击角度控制的导引律。首先,利用三维矢量制导模型和四元数理论实现三维比例导引的攻击角度预测,进而基于空间几何原理设计一种能够满足视场角约束的三维比例导引攻击角度控制方法。对闭环制导动力学进行分析,并采用李雅普诺夫原理证明视场角受限情况下的制导误差收敛性。分析该制导方法在导弹速度大小变化情况下的轨迹不变性,进而保证制导方法在速度大小变化情况下的有效性。理论分析和仿真校验结果说明了该方法的正确性和有效性。提出的方法可为视场角受限下的攻击角度控制导引律设计提供参考。     

带终端攻击角度约束的变结构制导律

针对某些导弹要求限制终端攻击角度的作战要求,基于滑模变结构控制理论,推导出一种对脱靶量和终端攻击角度约束的变结构制导律,在此基础上对弹-目相对距离变化率进行了估计,并对所提出制导律的性能进行了分析。所得制导律形式简单、实用,且克服了被动寻的导弹不能测弹-目距离变化率的约束。仿真结果证明,对于某些作变加速机动的目标,该制导律都能够以期望的终端攻击角度命中目标,对于目标的机动具有较好的鲁棒性。     

带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律

针对拦截机动目标的过程中考虑攻击角度约束的制导问题,为了达到最佳的杀伤效果,提出了一种考虑导弹自动驾驶仪动态特性的带攻击角度约束的自适应STA有限时间滑模导引律。首先建立了考虑导弹自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的三维耦合制导模型;由于目标机动未知,对传统STA算法进行改进,确保系统含有不确定项时在有限时间收敛,在此基础上,结合自适应控制理论,设计了带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律。基于类二次型Lyapunov函数,对系统进行了有限时间收敛稳定性证明。通过与真比例导引律数字仿真结果对比分析,所设计导引律能够制导导弹精确命中目标,弹目视线倾角和偏角在有限时间高精度收敛至期望值,满足攻击角度约束要求,具有强鲁棒性和有效性,制导性能优于真比例导引律。     

一种不依赖剩余时间估计的巡航导弹多约束制导律

针对巡航导弹末段多约束精确打击问题,提出了一种不依赖剩余时间估计的攻击角度/时间制导律。推导了航向弹目相对运动关系,设计了一种基于附加航向角设计的时间约束制导律,通过对时间增益系数的设计和优化,实现附加航向角的调节,可使实际飞行时间向期望时间快速收敛;在此基础上,将角度约束制导律与时间约束制导律相结合,得到了一种角度/时间约束制导律。该制导律不依赖于剩余时间估计,进而实现多约束条件下航向轨迹自适应调整;通过求解偏置导引律闭环轨迹分析得到轨迹收敛条件,给出满足角度/时间约束制导律的显式收敛条件。最后通过数学仿真验证了本文提出的航向多约束制导律可满足时间和角度等多约束条件且具有快速收敛特性。     

考虑自动驾驶仪动特性的终端角度约束滑模导引律

探讨了拦截机动目标情况下的攻击角度约束导引律设计问题.首先假设自动驾驶仪为理想环节,推导了一种滑模导引律,证明了该导引律的有限时间收敛特性.然后通过非线性反步设计法把上述导引律推广到考虑导弹自动驾驶仪动态延迟的情形上,仿真结果表明,导弹自动驾驶仪为实际跟踪环节,目标做大机动逃逸时该制导方法仍具有良好的制导性能.     

线偏差控制的螺旋机动突防与导引一体化设计

导弹机动突防弹道设计与末制导修正能力密切相关,在可用过载与终端角度约束下,提出一种基于线偏差控制的机动突防与导引一体化设计方法。首先,建立了机动突防与导引一体化设计模型;其次,设计了可用过载与终端角度约束的虚拟导引弹道制导律;再次,提出了一种运动过载约束的螺旋机动线偏差指令信号,并设计了相对机动弹道制导律。基于指令滤波和扩张状态观测器分别解决输入受限和干扰估计问题,并基于Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统稳定性。不同过载约束下的突防仿真结果表明,所设计的一体化方法能兼顾机动突防与精确打击需求,典型场景下对PAC 3拦截弹的单发突防成功率达到96.2%。     

带终端角度约束的多目标最优鲁棒制导方法

BTT飞行器需要在环境与模型存在不确定性的情况下,满足攻角幅值、倾侧角转率等多约束条件,实现带终端角度约束的高精度制导。针对该问题提出了一种多目标最优鲁棒制导方法。建立含干扰输入描述的制导律设计模型,将制导问题转化为鲁棒制导律设计与制导律参数多目标综合优化两个子问题。采用基于L2性能指标的鲁棒控制方法设计制导律,将其中的参数作为待优化变量。建立多目标综合优化模型,基于遗传算法,优化制导律参数。数学仿真结果表明,提出的制导方法可以满足带终端角度约束的多目标制导任务要求。     

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。     

一种有撞击角和视场角约束的运动目标的偏置比例导引算法

针对以一定角度攻击运动目标问题,提出一种采用偏置比例导引的间接撞击角度控制方法。定义满足攻击角度约束的碰撞三角形概念,在这基础上给出了具有偏置比例导引形式的制导律。根据碰撞三角形要求的偏置项积分值设计两阶段和一阶段这两种计算偏置项的方法,其中两阶段方法不需要计算剩余时间,而一阶段方法能够攻击机动目标。考虑视场角和过载等约束条件限制,对偏置项进行三阶段改进,使导弹在满足这些约束条件的同时满足撞击角要求的偏置项积分值。为了适应机动目标的情况,考虑当前时刻导弹和目标运动信息,在线地偏置项进行实时更新。最后对运动目标和机动目标两种情况进行了仿真实验,验证了本文方法的有效性。     

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。     

三维攻击角度约束部分制导控制一体化设计

针对侧滑转弯(STT)导弹带有攻击角度约束的机动目标拦截问题，提出一种基于自适应终端滑模动态面控制的三维部分制导控制一体化(PIGC)设计方法。首先，建立了针对机动目标拦截的侧滑转弯导弹三维部分制导控制一体化设计模型，且不需要导弹速度微分体轴系分量信息。然后，使用终端滑模控制理论构建误差向量与虚拟控制量，达成精确拦截与攻击角度约束的控制目的；引入有限时间非线性收敛扩张状态观测器(ESO)来在线估计系统不确定性；设计自适应算子与自适应更新律对观测器的估计误差进行补偿，以提高方法的鲁棒性。最后，三维空间拦截仿真校验了方法在提高拦截精度与增强角度约束收敛性能的有效性。     

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。     

带落速落角约束的高超声速飞行器俯冲轨迹规划方法

针对高超声速飞行器俯冲段精确打击任务需求,提出了一种能够同时满足落速与落角约束的轨迹规划方法。建立了两段式轨迹规划策略,第一段采用参数化控制剖面调节飞行速度,第二段采用传统偏置比例导引律实现落角控制。将控制剖面的参数设计分解为多参数优化与单参数搜索两个问题：通过离线求解可行初始位置范围最大的多参数优化问题,提高控制剖面对初始偏差的适应性;通过在线求解带罚函数的单参数搜索问题,得到落速偏差最小的俯冲轨迹。结合高超声速飞行器模型,对所提出的俯冲轨迹规划方法进行了仿真。结果表明,该方法能够得到满足落速与落角约束的俯冲轨迹,具有较好的求解效率,且对初始状态偏差具有较强的鲁棒性。     

攻击角度约束下的分布式强化学习制导方法

为提高导弹在攻击角度约束下对目标的打击效能，提出了一种基于深度确定性策略梯度算法的分布式强化学习制导策略。为了最大限度地减小攻击角度误差，设计了一种新的奖励函数，使导弹在满足视场角约束的同时，视线角向期望值收敛。此外，为了增强强化学习模型的泛化能力，提出了一种分布式探索策略，提高了模型训练过程中对环境的探索效率。仿真结果验证了所提出的分布式强化学习制导方法能够在固定攻击角度约束下实现对目标的精准打击。与传统制导律相比，所提制导方法的攻击角度误差更小，收敛速度更快。     

具有落点和落角约束的圆轨迹制导律

针对再入飞行器带终端约束的末制导问题,在二维平面内设计了一种新型圆轨迹制导律。首先,利用再入飞行器与目标相对几何关系对圆轨迹制导方法进行运动学分析。再通过对制导任务的分析,定义了两个圆轨迹跟踪误差变量,并基于此提出误差反馈导引方法。然后,得出闭环圆轨迹制导律,并对制导指令分量的具体含义进行了分析。最后,对该制导算法的有效性进行了仿真验证。仿真结果表明：此算法可用于末端大角度转向飞行,有效提高再入飞行器的作战效能;并且制导精度高,其中命中点误差和碰撞角约束误差都很小。