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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
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导弹机动突防弹道设计与末制导修正能力密切相关,在可用过载与终端角度约束下,提出一种基于线偏差控制的机动突防与导引一体化设计方法。首先,建立了机动突防与导引一体化设计模型;其次,设计了可用过载与终端角度约束的虚拟导引弹道制导律;再次,提出了一种运动过载约束的螺旋机动线偏差指令信号,并设计了相对机动弹道制导律。基于指令滤波和扩张状态观测器分别解决输入受限和干扰估计问题,并基于Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统稳定性。不同过载约束下的突防仿真结果表明,所设计的一体化方法能兼顾机动突防与精确打击需求,典型场景下对PAC 3拦截弹的单发突防成功率达到96.2%。 相似文献
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针对侧窗导弹末制导问题,提出了一种侧窗探测视场约束条件下的制导控制一体化设计方法。基于弹目相对运动模型分析了侧窗导弹运动规律,建立侧窗导引头探测视场角范围与导弹姿态角的约束关系,采用基于滑模控制理论的反步法设计导弹的制导控制一体化模型,给出了自适应滑模制导律:根据姿态角与侧窗视线角的约束关系,切换选择含约束和不含约束的自适应滑模控制。控制策略为:当弹目视线不满足侧窗探测范围约束时,在控制量中加入自适应俯仰角补偿项,使目标始终处于导弹侧窗视线范围内,解决了侧窗末制导过程中存在的目标跟踪视场角不对称约束问题;当弹目视线满足侧窗探测范围约束时,控制无需引入姿态角约束项,可直接应用自适应滑模控制律。仿真结果表明:在末制导过程中目标始终处在侧窗范围内,且对不同的初始条件有较好的鲁棒性。 相似文献
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《宇航学报》2017,(7)
针对动能拦截弹(KKV)拦截高速目标的拦截末端对抗分析问题,提出一种末端拦截弹攻击区建模方法以及目标最优规避策略。首先,通过空间几何关系推导并得出了拦截弹与目标机动范围在攻击区中的投影计算方法。以所建立模型为基础,推导捕获区与逃逸区以及界栅的计算方法,并给出了显式表达式。随后,引入燃料消耗这一能量约束条件,进一步建立考虑能量约束的攻击区计算模型。对于目标,通过对所建立的攻击区及相应的投影进行分析得到了其最优规避策略。仿真结果表明,文中所建立的模型、投影计算方法及目标最优规避策略是正确的。利用本文提出的模型,可根据末端拦截弹与目标的参数对拦截弹捕获逃逸区进行快速计算。通过对不同情况下的攻击区进行分析,可为助推火箭与拦截弹末制导交接班条件的研究提供便利。 相似文献
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针对复杂环境多约束条件下的飞行器末制导问题,提出了一种基于最优控制理论,同时考虑过程约束和终端约束的末制导律设计方法。首先,考虑终端位置、落角和过载需求,基于最优控制理论和Schwartz不等式,建立了过载指令表达式;然后,根据需要对其进行了简化处理,得到了便于应用的表达形式;接着,在建立飞行过载和导引头视角解析表达式并进行分析的基础上,设计了同时考虑过程约束和终端约束的制导参数设计策略;最后,开展了仿真分析,仿真结果表明,所提制导律在满足飞行过程和终端约束的同时,降低了飞行器飞行末段过载需求。 相似文献
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对用地基导弹拦截空间低轨目标时的弹道优化设计进行了研究。针对两级导弹,采用同面逆向拦截方式,选择合适的发射点和拦截点。建立了导弹主动段和自由段的弹道模型,对主动段飞行程序参数进行优化,在满足约束飞行程序约束条件下,用牛顿迭代法对拦截弹两点边值问题进行迭代计算,求出飞行程序的参数。仿真计算结果表明:用所提优化方法设计的弹道能满足导弹的性能要求,在飞行程序控制下可在预定时间到达预定的拦截点,实现对低轨空间目标的快速拦截。研究为导弹武器对空间目标拦截的实际应用提供理论基础。 相似文献
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针对因高超声速飞行器全程飞行速度快且具较强的机动能力,导致中末制导需用过载超出可用过载,采用传统制导律难以满足拦截需求的问题,对一种基于虚拟目标的高超声速飞行器轨迹拦截方法进行了研究。基于目标Singer运动学模型和量测模型,用扩展卡尔曼滤波(EKF)估计目标运动信息,将预测命中时刻目标运动轨迹作为虚拟目标点,考虑拦截交会角约束,采用针对虚拟目标的中制导拦截策略,在末制导段采用比例修正制导。通过随距离可变的末制导过渡段指令,以避免中末制导弹道交班的过载抖动。仿真结果表明:基于虚拟目标点高超声速目标拦截能有效减小末端弹目交会角同时降低需用过载。为降低中制导误差,可在拦截过程中实时更新一次虚拟目标的预测结果。该法可用于高超声速飞行器拦截,以及其他大机动目标的轨迹预测和拦截。 相似文献
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针对空空导弹期望时间拦截强机动目标问题,提出了一种不依赖剩余时间估计的新型攻击时间约束滑模制导律。设计了一种以弹目距离和攻击时间误差加权求和的滑模面,通过分析制导收敛条件,推导得到自适应非奇异权重函数,通过引入有限时间收敛条件,得到了一种有限时间收敛滑模制导律。该制导律在不依赖剩余时间估计条件下保证了终端打击精度和攻击时间约束。通过设计包含滑模变量的附加制导项,显著提升了攻击时间的收敛精度。针对未知加速度机动目标,分析并证明了该制导律对于拦截强机动目标具有良好的适用性。最后通过数学仿真验证了所提出的制导律在不同约束条件下的有效性,并通过对比仿真验证了算法的优越性。 相似文献
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针对红外导引头侧窗探测模式下,非对称视场约束造成末制导阶段目标易丢失的问题,提出一种考虑侧窗约束的模型预测静态规划末制导方法。首先,基于体视线坐标系建立三维相对运动模型,得到不依赖于“小攻角”假设的准确模型。在处理无过程约束问题的模型预测静态规划方法基础上,引入松弛变量与虚拟控制量,设计出考虑侧窗视场约束的末制导算法。为了进一步降低末制导算法对初始猜测轨迹的依赖性,提高适应性与计算效率,提出逐步增加约束条件的计算策略。仿真结果表明,该方法在末制导过程中满足侧窗约束,相比于凸优化方法,优化变量减少,计算速度更快;相比于基于障碍李雅普诺夫函数的末制导律,能够满足侧窗约束,同时能适应不同的初始条件。 相似文献
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针对巡航导弹末段多约束精确打击问题,提出了一种不依赖剩余时间估计的攻击角度/时间制导律。推导了航向弹目相对运动关系,设计了一种基于附加航向角设计的时间约束制导律,通过对时间增益系数的设计和优化,实现附加航向角的调节,可使实际飞行时间向期望时间快速收敛;在此基础上,将角度约束制导律与时间约束制导律相结合,得到了一种角度/时间约束制导律。该制导律不依赖于剩余时间估计,进而实现多约束条件下航向轨迹自适应调整;通过求解偏置导引律闭环轨迹分析得到轨迹收敛条件,给出满足角度/时间约束制导律的显式收敛条件。最后通过数学仿真验证了本文提出的航向多约束制导律可满足时间和角度等多约束条件且具有快速收敛特性。 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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为解决导弹末制导阶段同时考虑落角和落速约束时带来的过载需求大、落速散布广的问题,提出一种基于虚拟期望落角的末制导律。首先,提出虚拟期望落角的概念,设计过渡函数降低末制导初期过载需求;然后,分析过渡函数各参数对落角、落速影响,设计预测-校正算法计算期望参数;为了提高预测效率与精度,使用深度神经网络离线训练弹道数据集。实际飞行中,基于扩展卡尔曼滤波在线辨识气动参数摄动,提高算法的适应性。蒙特卡洛仿真结果表明,所提出的算法能够降低末制导初期过载需求。在满足落角约束与位置精度的前提下,落速控制精度在±15 m/s以内。 相似文献
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月球探测器转移轨道的中途修正 总被引:11,自引:3,他引:11
月球探测器的中途制导指的是在其转移轨道中途对轨道进行修正,使其按预定轨道飞行。本文研究的中途修正问题是确定所需的速度修正脉冲,使探测器不断接近标称轨道,并以预定状态到达月球,完成预定的飞行任务。本文首先建立中途修正的模型,其中月球和太阳的位置由DE405得到。然后,采用精确的数值积分方法找出满足预定条件(近地点高度、近月点高度及转移时间)的转移轨道。以该轨道作为标称轨道,分析中途修正所需要的速度修正脉冲与发射入轨时的初始误差(近地点速度误差、入轨高度误差、发射窗口误差等)和修正时刻的关系。最后分析两次中途修正的速度修正脉冲和修正时刻的关系,并得出适合的中途修正时刻。 相似文献