共查询到19条相似文献,搜索用时 156 毫秒
1.
2.
3.
复合制导中的优化制导律研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了飞行器精密制导方式之一复合制导律优化问题,首先给出了采用串联式复合制导飞行器的几咱中、末优化制导律,利用文中所述改进的最速下降优化方法,选择了中制导采用最佳预测制导律,末制导制采用改进的比例导引律的比例系数K的最优值,最后结合实便进行了仿真计算。 相似文献
4.
提出了一种可实现的离散时间最优末制导律,该制导律在导弹导引头获取的目标加速度信息的基础上,以时间最优为设计指标,可动态调整最优控制量,能够适应目标末端机动,并采用变周期算法以提高收敛速度。仿真结果表明,该制导律能够满足给定脱靶量要求,成功拦截目标。 相似文献
5.
6.
7.
针对大升力体轨道再入飞行器末端能量管理(TAEM)段制导控制能力强、末端约束不惟一的问题,将TAEM段分为动压跟踪和着陆预备2个阶段,设计了不同的纵向轨迹剖面,从而将TAEM段在线轨迹生成问题转化为单参数搜索问题。第1阶段设计标称动压剖面为纵向参考轨迹,使得飞行器过程约束得到保证。第2阶段纵向剖面设计为标称高度剖面,从而使得末端点高度和倾角约束得到保证。根据末端动压误差设计修正律,迭代修正第一阶段动压剖面,从而使得最终的纵向轨迹满足所有的状态约束。在线轨迹递推采用以时间为自变量的数值积分,递推过程引入闭环制导律,通过实时修正攻角跟踪纵向剖面,修正倾侧角跟踪地面轨迹,从而保证在线生成的轨迹符合物理特性,降低闭环制导难度。在考虑初期再入末端大范围状态散布情况下,数值仿真显示了所提算法的鲁棒性。 相似文献
8.
针对拦截机动目标问题,提出了一种新的具有强鲁棒性的非线性变结构末制导律。基于弹目相对运动学的非线性关系,将目标机动作为系统扰动,建立了弹目相对运动的数学模型。并基于零化弹目视线角速率的思想,利用一种新的双幂次趋近律设计方法,得到了非线性变结构末制导律。该方法利用Lyapunov稳定理论,严格证明了制导系统的全局渐近稳定性。数字仿真结果表明,所设计的制导律与比例导引律相比,对高速大机动目标具有很强的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度。 相似文献
9.
对于复杂的非线性导弹制导系统 ,很难求得其解析的最优制导律 ,只能求得开环的数字解 ,不能适用于具有时变不确定性的导弹制导系统。利用神经网络的学习和推广能力 ,对开环的数字最优制导律进行离线的学习 ,作为闭环的神经最优制导律在线应用。研究分别选择系统状态变量和视线角速率等不同的神经网络输入对制导系统性能的影响 ,以及各种制导律的鲁棒性问题 ,并采用模块化神经网络结构提高神经网络的学习和推广能力 ,仿真结果得到一些有益的结论。 相似文献
10.
针对机动目标的末制导拦截问题,设计了一种带终端角度约束的有限时间收敛终端滑模制导律。首先,分析了现有非奇异终端滑模制导律存在的滑模面不能严格有限时间收敛的问题,进而构造了一种新型的非奇异终端滑模面。其次,设计了一种对目标机动上界的自适应估计,提出了一种自适应严格收敛非奇异终端滑模制导律的设计方法。最后,基于Lyapunov稳定性理论,证明了设计的制导律能够使得制导系统在有限时间内收敛到零,并且保证了滑模面在收敛过程中不存在非收敛因子,是严格有限时间收敛的。仿真实验验证了该制导律能够有效地拦截机动目标,同时和与现有的非奇异终端滑模制导律以及基于转换滑模面的非奇异制导律相比,拦截时间更短,终端攻击角度精度更高,导弹机动消耗的能量更少。 相似文献
11.
12.
Three-dimensional finite-time cooperative guidance for multiple missiles without radial velocity measurements 总被引:2,自引:0,他引:2
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. 相似文献
13.
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... 相似文献
14.
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。 相似文献
15.
具有碰撞角约束的三维圆轨迹制导律 总被引:5,自引:1,他引:4
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。 相似文献
16.
Optimal guidance of extended trajectory shaping 总被引:3,自引:1,他引:2
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. 相似文献
17.
18.
For the solid rocket with depletion shutdown system, effective energy management is significant to meet terminal constraints by exhausting excess energy. Several traditional energy management algorithms cannot satisfy the altitude constraint and path constraints are not sufficiently considered. The velocity adjustment capability of these algorithms is limited and the uncertainties are not considered. Based on the on-line programming of velocity capability curve, Spline-Line Energy Management(SLE... 相似文献
19.
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