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1.
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. 相似文献
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三维非线性变结构寻的制导律 总被引:16,自引:5,他引:16
建立了球坐标系内的三维导弹与目标相对运动模型,基于零化导弹与目标的视线角速度设计了非线性三维变结构鲁棒末制导律。该制导律考虑了更一般的拦截情况,不依赖于碰撞线附近线性化的假设,克服了剩余时间的估计误差对制导精度的不利影响。仿真结果表明,该制导律对于目标做复杂的大机动逃逸运动,仍然能够取得较好的脱靶量。 相似文献
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针对多枚导弹在平面内从各自期望的方向同时击中移动目标问题,提出一种有向通信拓扑下无需导弹-目标径向速度测量且带视线角约束的分布式有限时间协同制导律。基于平面内导弹-目标相对运动方程建立带视线角约束的多导弹协同制导模型。基于二阶多智能体协同控制理论设计了视线方向上的制导律,可保证有向拓扑下多导弹的打击时刻在有限时间内达到一致。基于齐次系统稳定性理论和积分滑模控制理论设计了视线法向方向上的制导律,可保证多导弹击中移动目标且视线角在有限时间内收敛到期望值。仿真校验所设计的协同制导律在理想条件下可使有向拓扑下的多导弹从各自的期望方向同时击中移动目标。 相似文献
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依据坐标系转换四元数与坐标系旋转角速度之间的关系,提出了基于视线角四元数序列的视线角速率自适应样条滤波算法。该算法利用样条函数表示视线角四元数,结合四元数与角度之间的对应关系,建立了系统状态方程;在只给出视线角序列信息的情况下,对观测误差进行了补偿,实现了自适应样条滤波算法,获得了有效的视线角速率信息。 相似文献
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6.
非线性三维自适应模糊变结构制导规律的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
7.
针对动能拦截器末制导问题,基于运动伪装理论设计了末制导律和相应的脉冲宽度脉冲频率(PWPF)调节器。根据拦截器和目标在视线旋转坐标系下的相对运动关系建立了动力学模型。通过运动伪装特性得出的拦截条件推导出作用在视线法向上的制导指令表达式。在动能拦截器制导推力受限情况下,利用PWPF调节器调节制导指令。考虑系统的可控条件和拦截条件,对调节器参数进行了理论设计。运动伪装末制导律保证动能拦截器在制导过程起到伪装作用,具有较高的制导精度和较小的命中过载,同时经过参数设计后的PWPF调节器可以节省燃料。最后,通过数值仿真校验了所设计末制导律的正确性和有效性。 相似文献
8.
相较于传统平面电磁波,电磁涡旋波具有螺旋分布的波前相位、特殊的环形天线方向图、独特的涡旋方位维信息等特点。近几年来,得益于其特殊的物理特性,电磁涡旋波在目标运动参数估计领域受到了广泛的关注,其目标多普勒效应具有线性多普勒与旋转多普勒两维多普勒信息。现有参数估计方法实现了运动平面与涡旋天线口面平行时的目标旋转参数测量。然而,目标斜平面旋转下,现有方法将不再适用。基于电磁涡旋波所提供的目标旋转多普勒信息,提出一种斜平面旋转目标运动参数估计方法。该方法推导了一般形式下旋转目标的多普勒信号模型,通过分析斜平面下的多普勒信息特征,建立了目标运动参数表征式,给出了斜平面目标旋转参数的计算方法。最后通过仿真分析,验证了模型及参数计算方法的正确性及有效性。 相似文献
9.
针对高速大机动目标高精度拦截中传统制导控制系统设计时制导与控制回路分离设计问题,研究了将L1自适应控制用于导弹制导控制一体化(IGC)设计的方法。将弹目相对运动分解为纵向与侧向运动,讨论了纵向平面内的设计(侧向平面与其类似)。根据弹目相对运动学关系和纵向平面内轴对称导弹的动力学特性,基于零化视线角速率建立导弹纵向平面制导控制一体化模型。采用L1自适应控制设计了IGC控制器,给出了状态观测器模型和L1自适应律和低通滤波器。数字仿真结果表明:IGC设计能有效提高制导精度,显著增强了拦截系统的鲁棒性和可靠性。 相似文献
10.
《上海航天》2017,(Z1)
针对红外旋转弹制导时间短、精度要求高和高频正弦控制的特点,设计了一种基于红外体制旋转导弹的自适应变结构制导律。建立了导弹与目标的相对运动模型,给出了变结构制导律,并加入变结构项以保证系统对干扰的鲁棒性。为保证制导精度,采用幂次趋近律,通过设置合理的趋近参数保证视线角速度在弹目遭遇前的有限时间内收敛至零。为减小变结构控制产生的高频抖振,设计了一种自适应变增益变结构制导律,根据视线角速度信息对变结构项的增益进行自适应调整,以有效削弱变结构控制中的抖振。基于红外旋转导弹的目标信息获取能力,对变结构制导律的工程实现进行了讨论。以某红外旋转导弹为背景,仿真比较了比例导引律与变结构导引律,结果发现:变结构制导律的所需平均过载、弹道平滑程度、视线角速度和命中精度等明显优于传统比例导引律;对机动和非机动目标,设计的增益自适应变结构制导律均既能保证制导精度,又可避免变结构项引起的抖振。 相似文献
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面向航天器交会对接、编队伴飞以及在轨操控等空间应用的需求,分别对近圆、椭圆轨道上航天器间的相对运动进行了分析与建模,在常值推力作用假设下进行了相对运动的解析求解。采用模型预测的方法获得航天器相对位置和相对速度的预期偏差。通过广义逆变换构造关于预期偏差的最小范数、最小二乘全状态反馈控制器。提出了一种普遍适用于近圆、椭圆轨道,可以实现轨道交会、相对悬停保持和循迹绕飞,对相对位置和相对速度进行同步控制的高精度、高稳定度相对制导律。仿真结果校验了方法的可行性和有效性。 相似文献
12.
A new set of relative orbit elements is strictly defined through spherical geometry. The exact transformation equations between the new relative orbit elements and classical-orbital elements are derived. A new relative motion model with no singularity problem is derived based on the relative orbit elements, which are suitable for both elliptical and circular reference orbits. The in-plane and out-of-plane relative motion can be completely decoupled based on the new model. The inverse transformation of state transfer matrix is obtained to analyze perturbation effects and control strategy. The geometric characteristics of relative motion can be easily described using the relative eccentricity/inclination vector method. The proposed method and conclusions are validated by simulation through some typical examples. This paper improves the basic theory of relative orbit elements and unifies the expressions of the elliptical and near-circular close relative motion. 相似文献
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一种多约束条件下的三维变结构制导律 总被引:4,自引:1,他引:4
针对现代空地导弹多约束、高精度制导的基本需求,从末段精确制导问题的三维数学模型出发,利用虚位移概念构建弹目相对运动关系,结合滑模变结构理论的基本特点,推导出一种满足制导精度、落角和入射角多约束条件的三维变结构制导律。并利用滑模理论构建非线性观测器,对未知量进行估计和预测。最后通过典型弹道的仿真,验证了本文提出的制导律的良好性能和较强的通用性。结果显示该制导律具有较强的鲁棒性和自适应能力,能较灵活地解决各约束量间的平衡关系。 相似文献
14.
利用二阶非线性相对运动方程研究空间交会寻的段新的制导算法.针时传统C-W制导算法精度较低问题,提出了利用二阶非线性相对运动方程迭代修正C-W二脉冲解的制导算法.仿真结果表明,所提出的修正算法制导精度比C-W制导算法的精度高,而且计算简单,收敛速度快,具有一定的工程实用价值. 相似文献
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针对近圆轨道航天器交会或远距离伴飞相对测量导航过程中,测量信息不全情况下的航天器自主相对轨道确定问题进行了研究.给出适合描述较远距离相对运动的二阶近似模型,并在采用雷达或光学测量的基础上设计了扩展卡尔曼滤波器.数学仿真结果表明,在观测量较少或存在部分区域不可测情况下,通过扩展卡尔曼滤波算法能够以较高精度估计出目标航天器的相对轨道. 相似文献
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