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针对采用双脉冲发动机的防空导弹拦截临近空间高速目标的多约束中制导问题,设计了一种基于逆轨拦截且满足过载收敛的预测-校正制导方法。该算法在基于由最优控制理论推导的满足终端位置、速度约束的ZEM-ZEV算法基础上,以具有航迹角约束的零控拦截流形作为交班条件,采用数值预测方法对剩余飞行时间进行高精度求解,通过在线动态生成初-中制导交班的速度方向和II脉冲发动机的开机时刻来降低中制导段需用过载。蒙特卡洛打靶仿真结果表明本文所提出的中制导算法能够满足带航迹角约束的零控拦截条件,对模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,具备重要的理论意义和工程应用价值。 相似文献
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研究分析了拦截弹、防卫弹和进攻弹的三体攻防博弈对抗问题。进攻弹相对拦截弹实施最优躲避,拦截弹相对进攻弹实施最优追踪,防卫弹相对于拦截弹实施最优追踪。针对不同作战场景,研究分析了拦截弹赢得三体攻防博弈的特定条件与区域。在特定场景下,拦截弹在命中进攻弹之前会被防卫弹拦截,无法仅通过应用最优追踪制导律完成攻防博弈任务。针对此场景,提出一种新型制导律,在拦截弹与防卫弹作战时间内,拦截弹相对于防卫弹执行躲避机动,同时保证相对于进攻弹的零控脱靶量最小。在对抗完成之后,拦截弹相对于进攻弹实施最优追踪制导,赢得三体攻防博弈。最后,多组仿真验证了本文分析得到的条件与结论,以及新型制导律的有效性。 相似文献
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在拦截问题中,拦截器经初、中制导阶段,进入末制导阶段。主要研究末制导段两种方式的制导律,即滑动模态制导律和趋近零控拦截曲面的制导律。应用Matlab与STK软件对使用上述两种制导律的航天器的追踪问题进行了联合仿真,给出了可视化的结果。仿真结果显示出,这两种制导律都能满足制导精度要求。 相似文献
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在拦截高超音速目标时,传统拦截制导律要求拦截弹速度更高,由此带来拦截弹的能量和控制等诸多难题.本文设计了一种基于零脱靶量的前向追踪拦截滑模制导律,实现了低速拦截弹拦截高速目标.首先分析了前向追踪拦截模型,该模型将低速拦截弹放置在高速目标前方飞行,通过控制拦截弹的飞行方向,可以达到拦截目标的目的;然后给出了前向追踪模型下理论脱靶量在目标机动和非机动两种情况下的数学表达式;最后以目标机动情况下的理论脱靶量为滑模面,设计了一种基于滑模控制的前向追踪拦截制导律.仿真试验验证了该制导律的可行性和高精度、低过载的特点. 相似文献
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对于拦截高速、大机动目标的制导律而言,需用过载以及拦截弹过载能力直接影响 制导性能。对于任意给定的特定制导律,需用过载不但直接与目标机动加速度有关,而且与 弹目相对运动关系有关。以拦截过程基本准则为基础,通过对弹目相对运动学分析和推导, 给出了不同弹目速度比情况下交会角对制导律需用过载的影响关系。研究结果对于拦截弹的 弹道设计具有指导意义,结果表明:当弹目速度比大于1时,目标机动对制导律需用过载要 求随交会角增加而减小;当弹目速度比小于1时,目标机动对制导律需用过载要求随交会角 增加而增大。〖JP〗 相似文献
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针对多弹协同突防问题提出了一种最优协同诱导突防制导律,基于诱导碰撞策略实现有效突防。首先构建了多弹协同对抗非线性模型,并基于零控脱靶量和零控碰撞角进行线性化。然后考虑拦截弹和进攻弹均为二阶驾驶仪动力学特性条件下,将各拦截弹碰撞距离和拦截弹碰撞角扩展到状态方程中,并利用状态转移矩阵降低状态方程维度。在此基础上,设计包含碰撞角约束的快收敛扩展性能指标函数,采用碰撞时间匹配策略推导出多弹最优协同诱导解析制导律的一般形式,并给出2枚进攻弹对2枚拦截弹典型场景下的突防制导律。最后通过典型场景仿真验证了最优协同诱导突防制导律的有效性。 相似文献
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针对大气层外拦截器(EKV)轨控发动机垂直于体轴且导引头视场角极窄的特点,提出了一种采用固定推力发动机沿视线法向方向调整拦截弹速度矢量实施轨控的脉冲制导(PG)方法。制导开始时制导系统确定制导脉冲的施加时刻及制导脉宽,并引导制导系统选择轨控发动机执行;用施加修正制导脉冲的方式修正拦截双方地球引力加速度差对拦截效果的影响,并确定修正脉冲的施加时刻;选择修正制导脉冲施加时刻通过实施的脉冲修正方案消除末制导段的零控脱靶量。仿真结果表明:与修正的真比例导引制导相比,脉冲制导的能耗少、实施易,拦截过程中拦截双方的高度差越小,其拦截代价也越小。 相似文献
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针对机动目标拦截过程中加速度信息难以获取的实际问题,设计了一种基于RBF神经网络的自适应滑模拦截制导律,有效提高了导弹制导系统的鲁棒性能。首先,结合空间几何知识,构建了弹-目三维空间相对运动模型;然后,利用RBF神经网络对拦截目标的未知加速度进行了有效估计,消除了制导设计对目标加速度信息的依赖性;在此基础上,结合零化视线角速率的制导理念,分别在导弹俯仰平面和偏航平面设计了对应的自适应滑模制导律,同时采用连续高增益法削弱了系统的抖振现象,并给出更符合导弹制导实现的法向过载指令,利用Lyapunov定理证明了所提方法的收敛性;最后,通过仿真验证,在三种不同的拦截场景下进行了仿真对比,仿真结果表明所提滑模拦截制导律对目标机动有较高的自适应性和鲁棒性。 相似文献
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Optimal sliding-mode guidance with terminal velocity constraint for fixed-interval propulsive maneuvers 总被引:2,自引:0,他引:2
An optimal strategy based on minimum control effort with terminal position and velocity constraints is developed for an exoatmospheric interceptor in order to generate effective intercept for fixed-interval propulsive maneuvers. It is then integrated with sliding-mode control theory to derive a robust optimal guidance law. In addition, this guidance law is generalized for intercepting an arbitrarily time-varying target maneuver. The new guidance method's robustness against disturbances 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 and requires less acceleration command in comparison to optimal guidance law. 相似文献
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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
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大气层外拦截器采用直接碰撞方式进行目标毁伤,要求脱靶量很小甚至零脱靶量.本文以大气层外拦截器为研究对象,考虑到脱靶量很小和拦截过程中的接近速度比较大,针对发动机只能提供常推力,能多次启动并具有脉冲工作状态,且不具有变推力工作状态的特性,运用偏置比例导引律设计了适合于轨控发动机的开关阈值.数学仿真结果表明,运用偏置比例导引确定的发动机开关线能够明显地减小脱靶量和轨控发动机的开关次数. 相似文献
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椭圆轨道航天器自主接近的制导律研究 总被引:1,自引:0,他引:1
椭圆轨道自主交会接近制导律问题是当今空间技术领域中的一个研究不足。基于T\|H方程 ,设计了两种仅利用相对运动信息、控制力定常的椭圆轨道自主接近制导律:滑模制导律和 势函数制导律。从两种制导律的特性分析,滑模制导律对系统的运行轨迹更加苛刻,而势函 数制导律更加充分地利用了系统的自由运动,具有更好的控制性能。数值仿真结果也表明: 对 于相同的制导目标、制导时间和制导精度,势函数制导律所需的喷气开关次数和速度增量均较少。 相似文献
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延迟对拦截弹制导精度的影响 总被引:3,自引:3,他引:3
针对拦截弹在末制导段拦截战术弹道导弹(TBM),本文分析了拦截弹制导控制系统中存在的导引头信息处理延迟、制导控制指令延迟和执行机构响应延迟对制导精度的影响。在拦截弹弹道修正和姿态控制规律的基础上,考虑拦截弹与TBM的初始位置偏差、导引头测量误差和弹道控制执行机构推力偏差,完成了不同制导控制延迟条件下拦截弹拦截TBM制导精度的六自由度Monte-Carlo仿真计算。根据对仿真结果的分析,最后给出了拦截弹拦截TBM目标的制导精度与制导控制延迟之间的约束关系。 相似文献