共查询到16条相似文献,搜索用时 171 毫秒
1.
为了突破舰艇配备的近程防御武器系统,反舰导弹需对攻击时间与攻击角度进行协同制导,以实施饱和攻击。文章基于双圆弧原理提出了一种多导弹攻击时间与攻击角度协同制导律。首先,采用双圆弧原理规划导弹的航路,将导弹导引到预定的攻击角度上。然后,根据待飞直线距离对待飞时间进行估算,求出预测时间误差,确定导弹按照特定的圆弧轨迹机动飞行的指令和机动飞行的时间,通过机动飞行来对时间误差进行补偿。最后,再利用所设计的导引律导引导弹攻击目标。 相似文献
2.
在三维空间导引动力学与运动学模型的基础上,假设目标静止,而导弹本身以恒速运动,基于李雅普诺夫稳定性理论设计了三维导弹导引律。根据实际的攻击角与设定的攻击角误差,分析和设计了期望的视线角运动学,在此基础上,给出了带有攻击角度控制的三维导弹导引律。仿真结果证明了该方法的正确性和有效性。 相似文献
3.
导弹速度时变的攻击时间与攻击角度控制导引律 总被引:2,自引:0,他引:2
针对导弹速度非定常情况下的协同制导问题,提出了两种分别满足攻击时间约束、攻击时间与攻击角度约束的导引律.首先通过求解导弹在比例导引(PN)及带攻击角度约束的偏置比例导引(BPNIAC)下的系统微分方程,得到导弹飞行的实际剩余航程,并根据指定的攻击时间与导弹的实际速度曲线构造标称剩余航程,将攻击时间控制问题转化为导弹实际剩余航程对标称剩余航程的跟踪问题.然后,在PN及BPNIAC的基础上附加反馈控制项使导弹实际的剩余航程跟踪标称值,从而实现导弹速度时变情况下攻击时间的控制要求.仿真结果验证了该方法的有效性,实际应用中可根据预测速度曲线及在线更新策略对标称剩余航程进行估算. 相似文献
4.
理想视线制导律是一种沿理想视线方向的、对终端相对位置与终端相对速度进行控制的弹道成型制导律。基于此制导律,提出了一种圆弧假设并推导了理想视线约束角度与飞行剩余时间之间的函数关系,设计了多导弹飞行时间协同控制系统。在此基础上,提出了针对低速目标的多导弹协同攻击策略。该制导策略通过调节各导弹终端理想视线与相对距离矢量方向夹角大小的方法,有效地减小了各导弹飞行时间之间的差额。仿真结果表明,所设计的制导策略可以很好地实现多导弹对固定目标的协同攻击并且有较强的容错性。 相似文献
5.
6.
7.
研究了具有攻击时间约束的多枚导弹协同导引律。首先,根据各枚导弹的估计到达时间来指定攻击时间,并由指定攻击时间设计期望的弹目距离,使攻击时间控制问题转化为弹目距离跟踪问题;然后,引入导弹导引非线性模型,采用反馈线性化的方法将其转化为线性模型;最后,利用线性极点配置的方法设计出稳定的控制律。仿真结果证明,所有导弹都能非常精确地按照指定攻击时间到达目标。 相似文献
8.
9.
10.
11.
针对制导火箭落点速度的约束要求,提出了一种采用锥形运动控制导弹飞行速度的导引方法。该方法首先设计了满足速度约束的虚拟目标理想运动轨迹,将导弹减速控制问题转化为对虚拟目标的追踪导引问题,通过建立制导火箭与虚拟目标的相对运动模型,分析了弹目相对位置和相对速度的关系,推导了具有速度控制的导引律一般形式,并采用动态逆控制理论设计了锥形运动控制指令和导引参数。通过数字仿真对比了不同落角约束条件下导弹锥形运动的速度控制效果,结果表明该方法设计的导引律能够满足制导火箭速度约束要求,且制导精度高、控制效果好,为导弹锥形运动速度控制技术提供了参考。 相似文献
12.
为了提高反舰导弹的突防概率,有效规避敌方舰空导弹的拦截,并且实现反舰导弹按预定方向精确打击目标的战术要求,首先,基于弹目之间的三维相对运动模型,应用Terminal滑模控制理论,设计了一种带有落角约束的变结构导引律;然后,通过叠加虚拟干扰的方法,在原来导引律基础上叠加了一虚拟干扰,此虚拟干扰不影响导引律的渐进稳定性,不... 相似文献
13.
为充分利用舰空导弹中制导段所获信息并减小导弹中制导段的弹道曲率,给出一种弹目预测遭遇点的解算方法,并据此设计比例导引制导律。在初始发射坐标系中,假设目标由当前位置以当前速度大小沿当前速度方向匀速运动至遭遇点,导弹由当前位置以当前速度大小按照一定的导引规律匀速运动至遭遇点。在该假设条件下,导弹到达遭遇点的总航路大小一方面... 相似文献
14.
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。 相似文献
15.
16.
Guidance law with impact time and impact angle constraints 总被引:10,自引:8,他引:2
A novel closed-form guidance law with impact time and impact angle constraints is pro- posed for salvo attack of anti-ship missiles, which employs missile’s normal acceleration (not jerk) as the control command directly. Firstly, the impact time control problem is formulated as tracking the designated time-to-go (the difference between the designated impact time and the current flight time) for the actual time-to-go of missile, and the impact angle control problem is formulated as tracking the designated heading angle for the actual heading angle of missile. Secondly, a biased proportional navigation guidance (BPNG) law with designated heading angle constraint is constructed, and the actual time-to-go estimation for this BPNG is derived analytically by solving the system differential equations. Thirdly, by adding a feedback control to this constructed BPNG to eliminate the time-to-go errorthe difference between the standard time-to-go and the actual time-to-go, a guidance law with adjustable coefficients to control the impact time and impact angle simultaneously is developed. Finally, simulation results demonstrate the performance and feasibility of the proposed approach. 相似文献