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。     

Q-learning强化学习协同拦截制导律CSCD

为实现多枚导弹协同拦截机动目标,提升拦截效能,提出了一种Q-learning强化学习协同拦截制导律。首先,基于逃逸域覆盖理论,建立了非线性多弹协同拦截模型。其次,以视线角速率为状态,依据脱靶量构造奖励函数,通过离线训练生成强化学习智能体,并结合传统比例制导控制方法,构建基于强化学习的变导引系数制导律,实时生成实现协同拦截的制导指令。最终,通过数值仿真验证了所提算法的有效性和优越性。     

防空导弹任务规划与协同控制技术研究

针对防空导弹拦截群目标的任务需求，提出了多弹协同作战框架。考虑到实际拦截过程中弹目相对速度和角度较大的问题，建立了导弹拦截目标的能力预测模型，以确保分配结果处于导弹攻击能力范围内，并采用了改进的粒子群优化算法进行任务分配。然后为了兼顾协同制导和命中精度的要求，基于弹道成型和偏置比例导引的思想，结合一致性理论，设计了多弹时间/角度协同制导律。最后通过4枚导弹拦截3个目标的典型场景仿真，证明了方案的有效性。     

过载约束下的大机动目标协同拦截

研究了非线性拦截几何下具有过载约束的多枚弱机动能力的导弹拦截强机动能力的目标的协同拦截问题。首先，在建立导弹的可达域、导弹的可行域以及目标的逃逸域这3个概念的基础上提出了非线性拦截几何下的基于逃逸域覆盖的协同拦截策略，并提出了基于标准弹道的设计方法。然后，给出了协同拦截制导律的形式，研究了导弹的末制导初始阵位、制导律参数以及导弹对目标机动的覆盖区域这三者间的关系，并设计了数值求解算法来实现对多弹的覆盖区域的分配、协同制导律的设计以及多弹初始拦截阵位的配置。最后，对理论结果进行仿真。结果显示，多枚机动性较小的导弹，通过初始拦截阵位的合理配置和协同拦截制导律的合理设计，可以实现对机动性能较强的目标的协同拦截。     

针对大气层外目标的双弹协同拦截中制导律设计

论文以大气层外弹道导弹目标为研究对象,考虑拦截弹中段发动机推力固定耗尽关机方式,针对多拦截弹拦截目标问题,提出一种基于零控脱靶量的双弹协同拦截中制导律。在基于零控脱靶量的中制导律的基拙上,以两枚拦截弹的预期拦截点作为协调变量,在两枚拦截弹在零控脱靶量满足末段制导要求情况下,调整两弹的预期拦截点使其一致。分析满足协同拦截的两枚拦截弹的中段初始条件,设计了相应的应对策略。该制导律具有通信负担低,鲁棒性较强的特点。仿真算例表明,所设计的双弹协同中制导律可以有效协调两枚拦截弹实现协同拦截。     

反吸气式临近空间飞行器空基拦截弹制导律设计

临近空间高超声速飞行器的出现和应用,为传统防空系统提出了新的挑战。提出了一种反临近空间高超声速吸气式飞行器巡航段空基拦截方案,并设计了基于末角约束比例导引法的中制导律和空基拦截弹复合制导律。仿真结果表明,改进末角约束比例导引法能充分利用拦截弹中制导段过载承受能力,有效地加快了拦截弹达到期望末视线角的速度,改善了中末交班性能;所设计的拦截方案能够对典型机动目标实施有效拦截。     

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。     

具有碰撞角约束的三维圆轨迹制导律

 针对再入飞行器带碰撞角约束的导引问题,设计了一种新型三维(3D)制导律。改进并扩展了圆轨迹导引算法,定义了2个圆轨迹跟踪误差变量。通过对导引任务的分析,提出闭环修正导引方法。在此基础上,对再入飞行器制导过程的动力学方程进行解析推导,设计出能适应再入飞行器速度大小变化的三维闭环圆轨迹制导律(3CCGL)。数学仿真结果表明:此制导律能导引再入飞行器沿终端约束方向精确命中目标;同已有算法相比,该制导算法优势明显,其导引的飞行路径短,终端碰撞速度大,并能实现大角度转向攻击,大幅提高再入飞行器的末段机动能力。     

多临近空间拦截器编队拦截自主协同制导控制技术研究

分析了目前高超声速飞行器的发展现状和发展趋势,指出高超武器已经给现有的防空反导武器系统带来极大威胁和挑战。针对高超声速飞行器的拦截问题,分析梳理了相关的技术难点。为保证拦截成功,采用多枚拦截器编队拦截高超声速目标是目前高效可行的技术途径,而多临近空间拦截器自主协同制导控制技术则是关键技术。针对多临近空间拦截器编队攻击自主协同制导控制技术,分别从建模、决策规划、感知、制导、控制以及评估6个方面提出需要解决的关键技术问题。最后对多临近空间拦截器编队拦截自主协同制导控制技术进行了总结与展望。     

三维自适应终端滑模协同制导律

针对多枚导弹协同作战的问题,且多枚导弹之间保持有向拓扑通信的条件下,基于终端滑模法设计了视线方向及视线法向的双层协同制导律。其中,视线方向的制导指令能够保证导弹同时完成拦截任务;视线法向上的三维制导律能够保证每枚导弹以期望的视线角攻击目标,从而发挥各枚导弹的最大杀伤力,并且视线角的约束相当于规划了末制导段导弹的弹道问题,在一定程度上避免攻击目标前导弹间发生碰撞。同时,针对所设计的滑模制导律设计了新的自适应律,从而加快了滑模面的收敛速度并且削弱了由符号函数引起的系统抖振现象。基于李雅普诺夫稳定性理论,证明了所设计制导律的正确性,并在最后给出了数学仿真实验,验证了所设计制导律的有效性及优越性。     

STUDY OF OPTIMAL SLIDING-MODE GUIDANCE LAW

An optimal guidance law based on missile-target line-of-sight (LOS) angular rate is presented for intercepting a nonmaneuvering target. It is then integrated with sliding-mode control theory by using reaching-law of sliding-mode, in order to derive an optimal sliding-mode guidance law for intercepting a maneuvering target. The new guidance method's robustness against target maneuvers and good miss distance performance are proved by the second method of Lyapunov and simulation results. The presented guidance law is simple to implement in practical applications.     

一种利于交班的舰空导弹最优中制导律设计

针对舰空导弹超视距拦截低空飞行目标问题,在复合制导的中制导段,建立了导弹拦截目标的相对运动模型,依据制导平台无线电指令修正信息,考虑舰空导弹拦截低空目标时的飞行速度特性,给出了预测遭遇点的实时解算模型,并确定了利于中末制导交班的中制导终端约束条件。基于拦截预测遭遇点,引入伪控制量的概念,应用线性二次型最优控制理论,设计了一种基于拦截预测遭遇点的利于制导交班的最优中制导律,仿真结果验证了预测遭遇点实时解算模型和最优中制导律的正确性与有效性。     

基于有限时间理论的临近空间拦截器末制导律PWPF调节器研究

针对拦截临近空间高速机动目标,基于有限时间理论,设计了有限时间收敛末制导律和脉冲宽度脉冲频率（PWPF）调节器。首先,介绍了加入PWPF调节器的末制导数学模型及工作原理;其次,设计了有限时间收敛制导律,应用有限时间理论证明了收敛条件和性质,并推广到推力受限条件下;最后,考虑视线（LOS）角速率快速收敛和发动机最小工作时间要求,设计了PWPF调节器参数。仿真结果表明,视线角速率在制导结束前的有限时间收敛至零,对目标机动具有鲁棒性,具有较高的制导精度,避免了发动机频繁开启,节省了燃料。     

考虑目标安全性的最优协同拦截制导律研究

针对目标和其发射的拦截弹对来袭攻击弹进行协同拦截问题,设计了一种最优协同拦截制导律。建立描述目标、攻击弹和拦截弹三者相对运动关系的模型,引入零控脱靶量对模型进行降阶处理。考虑拦截弹对攻击弹的拦截精度、拦截末端时目标的安全性以及目标、拦截弹的控制能量问题,基于攻击弹-拦截弹零控脱靶量、攻击弹-拦截弹终端横向相对运动速度零控脱靶量、目标-攻击弹零控脱靶量以及目标和拦截弹的加速度,建立了性能指标函数,同时考虑目标和拦截弹加速度的有限性,基于极小值原理设计了最优协同拦截制导律。仿真结果表明,相比目标和拦截弹独立飞行的情况,采用协同拦截制导律,在考虑了目标安全性的前提下,机动性较弱的拦截弹能够以较平直的弹道成功拦截攻击弹。     

Three-dimensional guidance law based on adaptive integral sliding mode control

For the terminal guidance problem of missiles intercepting maneuvering targets in the three-dimensional space, the design of guidance laws for non-decoupling three-dimensional engage-ment geometry is studied. Firstly, by introducing a finite time integral sliding mode manifold, a novel guidance law based on the integral sliding mode control is presented with the target acceler-ation as a known bounded external disturbance. Then, an improved adaptive guidance law based on the integral sliding mode control without the information of the upper bound on the target accel-eration is developed, where the upper bound of the target acceleration is estimated online by a designed adaptive law. The both presented guidance laws can make sure that the elevation angular rate of the line-of-sight and the azimuth angular rate of the line-of-sight converge to zero in finite time. In the end, the results of the guidance performance for the proposed guidance laws are pre-sented by numerical simulations. Although the designed guidance laws are developed for the con-stant speed missiles, the simulation results for the time-varying speed missiles are also shown to further confirm the designed guidance laws.     

基于分数阶微积分理论的最优导引律设计

随着技术的发展及战场环境的日益复杂化,拦截机动目标的需求越来越大。然而传统制导律在拦截机动目标时存在制导精度差、末端过载突变的问题,故提出了一种基于分数阶微积分理论的最优导引律。首先,介绍了分数阶微积分的定义、性质及其数字实现方法;然后,分析了弹目相对运动关系,通过分数阶变阶次建模和最优控制理论推导出了分数阶导引律;最后,仿真结果表明：与传统比例导引法相比,所设计的分数阶最优导引律能够保持比例导引法良好的追踪性能且拦截时间能够缩短2s,末端过载值趋近于0。该方法解决了传统比例导引法在末端由视线角速率发散而导致的末端过载突变问题。     

Three-dimensional finite-time cooperative guidance for multiple missiles without radial velocity measurements

In order to simultaneously attack a target with impact angle constraint in threedimensional(3-D) space, a novel distributed cooperative guidance law for multiple missiles under directed communication topologies is proposed without radial velocity measurements. First, based on missiles-target 3-D relative motion equations, the multiple missiles cooperative guidance model with impact angle constraint is constructed. Then, in Line-of-Sight(LOS) direction, based on multiagent system cooperative control theory, one guidance law with directed topologies is designed with strict proof, which can guarantee finite time consensus of multiple missiles' impact times. Next, in elevation direction and azimuth direction of LOS, based on homogeneous system stability theory and integral sliding mode control theory, two guidance laws are proposed respectively with strict proof, which can guarantee LOS angles converge to desired values and LOS angular rates converge to zero in finite time. Finally, the effectiveness of the designed cooperative guidance law is demonstrated through simulation results.     

考虑信噪比影响的非线性H_∞制导律设计

针对导弹对目标拦截问题,考虑测量信号信噪比影响,以非线性H∞控制理论为基础,应用Lya-punov函数稳定性的分析方法设计了具有强鲁棒性的非线性制导律。首先,以弹-目相对距离和相对速度为变量,并将目标机动视为扰动,建立弹-目相对运动的非线性数学模型。其次,基于零化弹目相对距离的思想,针对拦截过程中测量噪声的影响问题,提出了非线性H∞稳定控制策略,得到连续的非线性末制导律,并分析了信噪比与制导律参数的关系,对测量信号信噪比提出了要求。同时,严格证明了制导系统的稳定性,且无需求解HJI偏微分方程。仿真结果表明,这种制导律对大机动目标具有较强的鲁棒性和适应性,同时能获得良好的制导精度。     

Optimal predictive sliding-mode guidance law for intercepting near-space hypersonic maneuvering target

The design of optimal guidance law for intercepting a near-space hypersonic maneuvering target with bounded inputs is considered. Firstly, a maneuvering model for near-space hypersonic aircraft is given. Then, the aircraft acceleration prediction can be obtained using this model with two neural networks. By using the target acceleration prediction, which is taken into account when calculating the Zero Effort Miss(ZEM), an optimal sliding-mode guidance law is proposed to fulfill the guidance task...     

考虑落角约束的制导炸弹有限时间控制制导律

为了提高制导炸弹对目标的毁伤能力,更加有效地约束终端落角,利用终端滑模变结构控制理论和有限时间收敛性理论,在选取自适应趋近律和建立弹目相对运动模型的基础上,提出了一种考虑落角约束的制导炸弹有限时间控制制导律。然后,利用Lyapunov理论证明了所选取的滑模面和趋近律是有限时间收敛的。通过仿真实验验证了所提算法的有效性。仿真结果表明:与比例制导律相比,所提制导律既能使制导炸弹在有限时间内收敛到所期望的入射约束角附近,又能使炸弹的视线角及其角速度收敛的更快,具有一定的工程应用价值。