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。     

多导弹协同制导律综述

根据制导约束条件的不同,将多导弹协同制导律划分为具有弹着时间、终端角度、终端速度分别约束,以及弹着时间与终端角度同时约束四类.系统地论述了各类导引律的方法和特点,总结和分析了其优缺点,并对其发展趋势进行了探讨,可为多导弹协同制导律的优化设计提供参考.     

基于虚拟视角约束的机动目标拦截制导方法

为使导弹能够以一定的末端攻击角度对机动目标进行拦截，提出了一种带有终端虚拟视角约束以及终端视线角约束的机动目标拦截制导方法。基于速度系各运动矢量之间的变换关系，建立了虚拟相对运动坐标系下的非线性模型，并将线性模型中多项式制导的思想创新性地引入到非线性模型中，通过末端虚拟视角约束以及末端视线角约束对关于弹目距离的多项式虚拟控制量进行求解，并根据虚拟矢量与运动矢量之间的变换关系得到速度系下的加速度指令表达式。针对不同制导系数、不同末端攻击角度及不同类型的机动目标等条件进行了仿真验证，同时与弹道成型制导律进行了仿真对比。仿真结果表明，所提出的制导律可以使导弹以期望的攻击角度拦截机动目标，末端虚拟视角收敛为零，避免了末端指令饱和现象。     

带空间协同的多导弹时间协同制导律

针对多导弹在平面内从期望的弹目视线（LOS）相对方向同时击中固定目标问题,提出了一种带空间协同的多导弹时间协同制导律。基于平面内的导弹-目标相对运动方程,建立了带空间协同的多导弹时间协同制导模型;基于多智能体协同控制理论,在视线方向设计了分布式时间协同制导律,可保证所有导弹的打击时刻在有限时间内达到一致,在视线法向方向设计了分布式空间协同制导律,可保证所有导弹的相对视线角在有限时间内收敛到期望值;最后,通过仿真验证了所设计的协同制导律可使多导弹从期望的弹目视线相对方向同时击中目标。     

过载受限的变结构制导律滑动模态稳定域分析

针对实际导弹过载受限问题,基于到达条件,分析和确定了三维变结构制导律中滑动模态的稳定域.根据末端三维弹目相对运动学关系,建立了三维制导系统的数学模型,并以纵向平面模型和变结构控制中到达条件为基础,引入分段光滑连续函数,以三维平面间的耦合关系为出发点,从两个方面分析并确定了过载受限变结构制导律的滑动模态吸引区,证明其制导系统的稳定性.最后,针对零化视线角速率而设计的变结构制导律,确定了它的滑动模态吸引区,验证了理论分析方法的有效性.     

带有引诱角色的多飞行器协同最优制导方法

考虑我方高价值飞行器面临对方拦截器拦截时,发射两枚防御器对拦截器进行拦截的情形。针对对方拦截器采用扩展比例导引律,在4个飞行器均具有一阶线性动力学特性假设下,基于最优控制理论设计了能在拦截末端施加相对拦截角的显式协同制导律。显式协同制导律将高价值飞行器和两枚防御器三者的协同考虑在内,给出了三者最优控制输入的解析解。仿真结果表明,设计的制导律能使两防御器成功拦截敌方拦截器,且在拦截末端施加一个相对拦截角。通过与只考虑两防御器协同的隐式协同制导律进行比较,可发现显式的协同制导律在控制要求和能量消耗上,要优于隐式的协同制导律。此外,还验证了在不同发射条件下的协同制导律的稳定性。     

高超声速飞行器拦截中制导律设计

针对拦截高超声速飞行器的要求,基于最优控制理论,利用积分滑模的思想设计了拦截高超声速飞行器的中制导律。分析了拦截弹的中制导与末制导交班条件,利用二次型最优控制方法求得最优制导律;面对目标的机动情况,利用积分滑模控制方法对最优制导律进行改进,最终得到积分滑模最优中制导律。仿真结果表明,所设计的中制导律不但能够满足最优制导律的约束条件,还能够降低过载的需求,抑制视线角速度的波动,具有良好的制导性能。     

二阶弹体特性下带终端角度约束的制导律

针对导弹要求限制终端攻击角度以发挥战斗部的最大效能,提出了一种适用于攻击地面固定目标的具有终端角度约束的最优制导律,并和已有的具有终端角度约束的最优制导律进行了比较。该制导律针对二阶弹体特性,采用最优控制方法,使导弹在命中目标的同时,满足终端角度约束。数字仿真结果表明,所提出的制导律能够实现终端角度约束条件,具有较高的制导精度。     

基于终端角度约束的滑模制导律设计

针对打击地面目标的制导问题,提出了一种新的具有终端角度约束的鲁棒滑模制导律。在建立地面目标和导弹的相对运动学关系的基础上,基于零化弹目视线角速率的思想,采用变结构控制理论的方法,通过选择理想的终端角度确定一个光滑的非线性滑动模态,代替传统末制导律设计的滑动模态,利用Lyapunov稳定理论设计得到了具有鲁棒性的滑模末制导律,实现了在有限时间精确打击目标,满足终端角度的要求。数字仿真表明,这种制导律对目标的运动具有很好的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度和指定的终端角度要求。     

攻击角度约束下打击机动目标的制导律

针对某些导弹要求限制末端攻击角度的作战要求,基于滑模变结构控制理论,面向机动目标,设计了一种同时满足脱靶量和攻击角度约束要求的制导律.采用自适应滑模趋近律,并将目标机动视为干扰,利用线性变结构制导律推导出目标加速度的估计方程,并通过仿真证实了其有效性.所设计的制导律形式简单、实用.仿真结果表明,该制导律能够以期望的攻击角度命中目标,并对所提出制导律的性能进行了分析,具有一定的工程应用价值.     

基于最优误差动力学的时间角度控制制导律

针对带有攻击时间和终端攻击角度约束的导弹制导问题,设计了一种基于最优误差动力学的时间角度控制制导律,并给出了明确的性能指标。推导广义最优角度控制制导律作用下的剩余飞行时间估算表达式,在广义最优角度控制制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项,将攻击时间误差看做跟踪误差,设计的制导律使跟踪误差以最优模式在有限时间内收敛到零,最终实现攻击时间和终端攻击角度的共同控制。对不同参数下的情况进行仿真,验证了所提制导律的有效性。     

带有落角约束的一般加权最优制导律

以期望的落角方向为坐标轴定义了落角坐标系,在落角坐标系中建立了线性化的运动关系方程。应用Schwarz不等式,分别研究了控制系统为一阶惯性环节和无惯性环节情况下带落角约束的任意加权最优制导律,得到了制导律的一般表达式。对于无惯性环节控制系统以及加权函数为一般初等函数类型的一阶惯性环节控制系统,当加权函数的逆的一次到三次积分都能求出解析表达式时,均可以得到解析形式的最优制导律。对于不同的制导目的,应用本文结果可以方便地设计相应的制导律。对于某些特定的加权函数,所得制导律推广了现有文献的结论,并给出了指数权函数下满足落角约束的最优制导律的仿真结果。     

Optimal guidance of extended trajectory shaping

To control missile＇s miss distance as well as terminal impact angle, by involving the timeto-go-nth power in the cost function, an extended optimal guidance law against a constant maneuvering target or a stationary target is proposed using the linear quadratic optimal control theory.An extended trajectory shaping guidance（ETSG） law is then proposed under the assumption that the missile-target relative velocity is constant and the line of sight angle is small. For a lag-free ETSG system, closed-form solutions for the missile＇s acceleration command are derived by the method of Schwartz inequality and linear simulations are performed to verify the closed-form results. Normalized adjoint systems for miss distance and terminal impact angle error are presented independently for stationary targets and constant maneuvering targets, respectively. Detailed discussions about the terminal misses and impact angle errors induced by terminal impact angle constraint, initial heading error, seeker zero position errors and target maneuvering, are performed.     

Composite impact vector control based on Apollo descent guidance

A new three-dimensional missile guidance law to control the impact vector against a stationary target is proposed. The composite guidance law has two well-known components: Apollo descent guidance and trajectory shaping guidance. These respectively linear and planar guidance laws are combined to achieve a specified impact direction. The main idea is to define an impact plane and to steer the missile onto this plane using Apollo descent guidance while concurrently performing trajectory shaping wi...     

Lyapunov-based switched-gain impact angle control guidance

To hit stationary ground targets in specified direction, a nonlinear impact angle control guidance law based on Lyapunov stability theory is proposed. The proposed law ensures the convergence of the heading angle and the miss distance to guarantee a successful engagement. The impact angle can be adjusted by varying a single parameter. And the maximum value of acceleration has been analyzed to get the proper range for control parameter. Considering the achievable impact angle set is limited, an additional phase is added to form a two-phase control strategy. The first phase is to establish a proper initial condition for the second phase, and the second phase is to hit the target with a certain impact angle. An analysis of the proper selection of control parameters to expand the achievable impact angle set is presented. The performance of the proposed guidance law is illustrated with simulations.     

过虚拟交班点的能量最优制导律

针对固定目标的导弹过虚拟交班点制导问题，在希尔伯特空间下，基于最优化理论设计了有无终端落角约束两种情况下的全局能量最优制导律。通过对模型进行线性化，将提出的最优制导模型转化为线性二次型最优控制问题，在此基础上利用零控脱靶量（ZEM）概念对系统模型进行降阶，并推导出解析解。设计的制导律可以使导弹准确经过虚拟交班点，并实现期望终端落角。仿真结果表明，与经典制导律对比，该制导律可以显著减少全局控制能量消耗。     

反舰导弹最优滑模制导律仿真研究

针对传统比例导引法攻击机动目标的不足,建立了三维空间中反舰导弹和目标的相对运动模型,在研究反舰导弹攻击非机动目标的最优制导律基础上,利用俯仰和偏航两个平面相叠加的方法,结合滑模控制理论设计了工程上易于实现的三维模型下的反舰导弹最优滑模制导律。仿真结果表明,给出的导引律在攻击机动目标时制导精度高、脱靶量小,导引控制过程具有良好的动态性,性能明显优于传统的比例导引律。