最优拦截制导律

本文应用最优控制的方法,讨论了将拦截器视为—阶滞后环节,到达“零控拦截曲面”上的拦截问題。得到了闭环最优制导律。已知,将拦截器和目标均视为质点,固定时间,能量指标的最优制导律是比例导航。由于实现它,设备筒单,目前仍使用。但随着导弹技术的发展,制导精度要求越来越高。因此,需要考虑影响制导精度的因素。在诸因素中,拦截器的动态响应过程和目标加速度是两项主要因素。然而,要把拦截器的动态响应过程给与精确描述,一则不可能;二则既使可能问题又变得异常复杂无法解决。为此,我们将拦截器视为—阶滞后环节,讨论其拦截问题是有意义的。     

一种考虑一阶惯性环节的最优制导律

本文利用微分对策理论方法研究了在三维空间里,以一阶惯性环节考虑导弹和目标动力学因素的最优制导律问题。给出了一个矢量形式的最优反馈制导律,并在反馈增益中引用了系统控制刚度参量k,进而给出了新的综合意义。 最后,在一定条件下,通过进一步近似还给出了一个次优制导律。     

最优导引律

本文用最优控制理论讨论导引律。引入了“零控拦截状态”及由它们组成的“L曲面”的概念。说明一系列古典导引法所要达到的只是“L曲面”的近似曲面。讨论了达到“L曲面”的最优导引律。     

具有二阶环节的导弹最优导引律

本文研究了具有二阶环节的导弹其对目标的最优导引律。利用极小值原理分别研究了1)脱靶量为零、最小控制能量指标的最优导引律;2)终态为零控拦截曲面、最小能量指标的最优导引律。最后得出了与具有一阶延迟环导弹所得结果类似,但计算工作量更大,结果应更准确。     

弹性飞行器操纵机构最优位置的确定

本文研究了弹性飞行器操纵机构最优位置的确定。在具有速率反馈的控制系统中,把控制作用看作等效阻尼,推导了由气动弹性效应所决定的舵面最优位置准则,给出了表征舵面位置与陀螺位置协调关系的公式。附有实例验证。     

考虑一阶环节和法向约束的最优导引律

前言 目前关于最优导引律的文献中,除文献讨论了将导引对象视为具有瞬时响应特性的质点,考虑了控制的法向约束而外,其他均未考虑控制的约束问题。为了大幅度地提高导引精度,在建立“导引对象--目标”的数学模型时,就必须考虑导引对象的动态响应。     

不确定大系统的分散输出反馈容错控制

 针对不确定性关联大系统提出对执行机构故障、传感器故障以及混合故障具有完整性的３种分散输出反馈容错控制律设计方法。可以使得故障闭环大系统在有界参数不确定时渐近稳定，而且保证故障大系统的Ｈ∞性能次优。     

用一种新的极点配置方程确定双输入多输出系统的控制律

 本文导出了双输入多输出系统的极点配置方程。它们的形式和通常所用的极点配置方程形式不同。证明了方程的一个性质,利用这个性质可以较好地控制各个特征值配置的精度。算例表明,用这种方法配置的极点的精度比用“秩一控制器”方法有较大改善。     

大气层内拦截弹微分对策制导律对策空间分布研究

 摘〓要〖HTSS〗: 为提高机动性和操作性,大气层内拦截弹多采用气动力/喷流反作用力（RCS）复合控制系统。在RCS工作时间有限的条件下,建立线性化对策模型,并利用微分对策理论研究了复合控制系统对3种可能对策空间的分布影响。RCS的使用时机不同,其对微分对策空间分布的影响也不同。基于对策空间的分布确定了RCS的使用时机,并给出了适合实际应用的制导策略。仿真研究表明本文提出的应用时机与制导策略能够实现气动力与RCS之间的有机结合,使制导指令达到最优分配,显著地提高了制导精度。     

颤振主动抑制控制律的研究

本文以一个小展弦比三角机翼的风洞模型为研究对象,研究颤振主动抑制技术,包括建立伺服气动弹性系统的数学模型,次最优输出反馈控制律的综合和分析。     

一种具有高收敛速度的地形辅助制导系统

本文研究一种适用于为大起始位置误差飞行器定位的卡尔曼滤波地形辅助制导系统。并行滤波体制是位置误差允许范围得以扩大的基础。针对其中正确估计的判决和计算的实时性问题,文中提出一种降阶系统模型和对此模型的自适应判决方法。最后,对如何进一步提高系统的收敛速度进行了分析,并得到了有意义的结果。     

复合制导中的优化制导律研究

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。     

ROBUST GUIDANCE LAW FOR MANEUVERING TARGETS

A terminal guidance law is presented without any specific assumption on target maneuvering. A set of planar kinematical equations for a missile pursuing a target is derived first, followed by a brief analysis of proportional navigation (PN) guidance law. The robust guidance problem is formed after an analysis of guidance system, which is then reformed as the standard H∞ control problem. A robust guidance law is finally deduced from H∞ control theory. Simulations indicate that the missile employing this guidance law can attack more maneuverable targets than that with PN guidance law.     

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.     

制导规律研究综述

系统地论述了古典和现代的一些制导规律的研究现状,分析了它们的优点和不足、适应范围和局限,并讨论了它们的发展前景.     

拦截机动目标的模糊导引律研究

使用模糊方法研究了三维实际追逃问题的最小能量导引律问题。首先,通过对一些状态变量的定义域进行在线模糊分区,一方面,将非线性模型变为模糊T-S线性模型;另一方面,又能方便地处理目标的任意机动而引起的目标运动方向的变化。其次,利用RH（Receding Hori-zon）控制方法和伴随技术,在目标作对抗性机动条件下,获得了一个有效拦截的导引律。数值仿真结果表明,由这种导引律导引的导弹能够精确拦截任意机动的目标。     

大气层外拦截变结构导引律

讨论了大气层外空间飞行器拦截的变结构导引律问题。从变结构控制理论出发 ,按照最终零控导引拦截的要求 ,确定切换函数 ,利用趋近律控制方法改善控制过程品质的特点 ,导出一种具有强鲁棒性的空间拦截导引律。最后给出了在具体条件下的仿真结果 ,并与比例导引律、最优导引律作了比较     

基于微分几何理论的导引律

针对三维拦截问题,在考虑导弹速度和目标速度均为时变的情况下,将微分几何方法与李雅普诺夫稳定理论结合起来,提出了一种导弹三维导引规律设计新方法.仿真结果验证了该方法的正确性与有效性.