基于自适应IMM算法的蛇形机动目标加速度估计研究

针对防空导弹拦截高速蛇形机动反舰导弹的难题,基于导引头测量的视线角速度、弹目相对速度等信息,开展了蛇形机动目标加速度估计算法的研究,最终建立了基于交互多模型的扩展卡尔曼滤波算法,实现了对蛇形机动目标的加速度估计。考虑传统加速度方差计算方法受限于先验值的缺陷,根据残差对加速度方差的计算方法进行了改进。数字仿真证明:提出的自适应交互多模型算法能有效提高蛇形机动目标加速度的估计精度。     

基于视线角四元数序列的视线角速率样条滤波

依据坐标系转换四元数与坐标系旋转角速度之间的关系，提出了基于视线角四元数序列的视线角速率自适应样条滤波算法。该算法利用样条函数表示视线角四元数，结合四元数与角度之间的对应关系，建立了系统状态方程；在只给出视线角序列信息的情况下，对观测误差进行了补偿，实现了自适应样条滤波算法，获得了有效的视线角速率信息。     

红外旋转导弹自适应变结构制导律研究

针对红外旋转弹制导时间短、精度要求高和高频正弦控制的特点,设计了一种基于红外体制旋转导弹的自适应变结构制导律。建立了导弹与目标的相对运动模型,给出了变结构制导律,并加入变结构项以保证系统对干扰的鲁棒性。为保证制导精度,采用幂次趋近律,通过设置合理的趋近参数保证视线角速度在弹目遭遇前的有限时间内收敛至零。为减小变结构控制产生的高频抖振,设计了一种自适应变增益变结构制导律,根据视线角速度信息对变结构项的增益进行自适应调整,以有效削弱变结构控制中的抖振。基于红外旋转导弹的目标信息获取能力,对变结构制导律的工程实现进行了讨论。以某红外旋转导弹为背景,仿真比较了比例导引律与变结构导引律,结果发现:变结构制导律的所需平均过载、弹道平滑程度、视线角速度和命中精度等明显优于传统比例导引律;对机动和非机动目标,设计的增益自适应变结构制导律均既能保证制导精度,又可避免变结构项引起的抖振。     

旋转弹导引头红外角跟踪回路研究

分析了导引头红外末制导角跟踪回路的稳态性能对旋转弹跟踪性能的影响,以及起伏噪声对制导精度的影响,提出了采用二阶无静差角跟踪回路的改进办法.针对改进后的角跟踪回路,计算出了失调角和目标视线角之间的关系,并采用卡尔曼滤波将目标视线角速度准确地估计出来.试验结果表明:二阶无静差系统可以提高旋转弹的跟踪性能,且能够输出满意的制导信号,具有很好的实用价值.     

跟踪微分器在制导信号提取中的应用

利用弹体姿态解耦算法,对捷联成像导引头的目标视线角速率进行提取。针对捷联成像导引头大的瞬时视场带来的大的测量噪声,采用TD跟踪微分器进行视线角速率重构和滤波。经数学仿真验证,滤波后所得到的视线角速率信息可直接应用于比例导引控制,有效提高了制导精度。     

拦截大气层内机动目标的自适应积分滑模制导律

针对大气层内机动目标拦截的末制导问题,提出了一种自适应积分滑模制导律。基于抑制弹目视线旋转的原则,设计了一种视线转率收敛速率可调的跟踪剖面,选取跟踪误差与其积分为状态变量,采用状态有限时间收敛的积分滑模面与快速趋近律推导得到了积分滑模制导律。为了处理未知的目标机动项,提出了一种自适应算法,对目标机动项上界的平方进行估计,构成了自适应积分滑模制导律,并证明了其有限时间收敛的特性,给出了各状态变量的收敛域。最后,将制导律转换成适用于大气层内拦截的形式。仿真结果表明,所提制导律能够精确拦截机动目标,剖面跟踪误差收敛速度快,过载分布均匀,能量消耗少,并具有良好的噪声特性,易于工程实现。     

带扩张观测器的新型滑模导引律

在精确制导问题中,为克服目标机动和弹体动态特性对制导精度的影响,建立了平面内的弹目相对运动模型,在此基础上建立考虑导弹动态特性的制导模型;为提高末制导精度,设计了考虑导弹动态特性和目标机动的自适应滑模导引律;为了实现该导引律,利用带有滤波器的扩张观测器估计视线角速率、视线角加速度、目标机动加速度及其变化率等制导信息。仿真结果表明,扩张观测器收敛速度快、估计精度高,且具有较强的抗干扰能力;在不同机动条件下,所设计的考虑导弹动态特性的含扩张观测器的改进滑模控制律相比于比例导引律、增广比例导引律和滑模导引律具有较好的导引性能。     

非线性PD型比例导引鲁棒性研究

为研究存在视线角速度测量噪声时非线性比例微分(PD)型比例制导方案的鲁棒性,以近距大离轴角发射和目标大机动为拦截条件,对四种视线角速度测量噪声方差进行蒙特卡罗仿真模拟。结果表明,非线性PD型比例制导方案抗视线角速度测量噪声的鲁棒性强,对机动目标拦截制导精度高,是一种具工程应用价值的高精度末制导方案。     

复合导引头中视线角速度提取技术研究

为提高视线角速度输出精度,对舰空导弹制导控制系统的红外成像/被动微波复合导引头视线角速度提取技术进行了研究。基于复合导引头在红外比例阶段和红外随动阶段的跟踪原理,采取微波截获时红外框架随动的方式,在导弹全程跟踪过程中根据红外位标器系统提取视线角速度的方法。分析了由陀螺角速度与误差角微分速度和、陀螺角速度与误差角微分速度通过卡尔曼滤波,以及由框架陀螺直接给出敏感到的角速度三种求取目标视线角速度方法,认为后两者的精度易受延时、干扰或滤波发散的影响,选用第一种方法,并采用低通滤波器提高视线角速度提取精度。给出了误差角微分信号和陀螺信号先滤波后匹配,以及先匹配后滤波两种方式的工作原理。仿真结果表明:两种方式结果基本相同,均可实现导引头视线角速度的提取,先匹配后滤波的计算量小,可优先选用。研究对提高舰空旋转导弹复合导引头的制导性能有一定的参考价值。     

一种面向固定配平型弹头的螺旋机动控制方法

针对固定配平型弹头过载方向可控但过载大小不可控因而无法同时实现螺旋机动所需纵向/侧向过载的问题,提出一种适用于固定配平型弹头单通道变质心滚转控制模式的螺旋机动控制方法。首先,建立了可直观描述螺旋锥角、螺旋角速度等螺旋机动运动特性的弹目相对运动关系方程。然后,基于螺旋锥角、螺旋运动角速度等螺旋运动状态与弹目视线角速率关系,合理设计螺旋机动指令,保证螺旋机动末端弹目视线角速度收敛到零。最后,采用反演法实现弹头质点运动与滚转姿态运动的制导控制一体化设计,通过一维变质心控制滚转姿态调整法向过载方向,使得过载分量能够控制弹头速度矢量与视线的夹角跟踪设计的螺旋运动锥角指令,而剩余过载分量产生大小不可控但旋转方向不变的螺旋运动角速度,实现螺旋机动弹道的运动特性。数学仿真表明,本文提出的螺旋机动控制方法可实现滚转单通道控制固定配平型弹头的螺旋机动,设计思路直观简单,便于工程应用。     

有限时间收敛变结构导引律

对于拦截机动目标问题,传统方法中基于Lyapunov稳定性理论获得的导引规律,在数学原理上只能保证当时间趋于无穷时视线角速率趋于零.基于非线性控制系统有限时间稳定性理论,提出了制导系统有限时间收敛的充分条件和一种形式简洁的有限时间收敛变结构导引规律.证明了在目标一导弹相对接近速度为常数,而且目标机动条件下,该导引律令视线角速率在末制导结束前收敛到零.最后以某拦截问题为实例对导引律的有限时间收敛性质进行了数学仿真验证.     

基于扩展卡尔曼滤波的机动目标跟踪研究

针对雷达导引头跟踪机动目标问题,建立了一种适于高机动目标探测的非线性系统模型,采用扩展卡尔曼滤波算法推导适用于弹载脉冲多普勒雷达机动目标探测的滤波模型,用以估计俯仰失调角、方位失调角、弹目相对速度和距离等信息,利用系统数学模型对目标加速度及弹目视线角速率进行解算估计。对标称弹道和极限弹道的跟踪仿真表明,所建立的系统模型和滤波设计方案,能够处理真实飞行中存在的部分信息缺失问题,对于极端情况下的遮挡问题也能在一定时间内保证较高的跟踪精度。     

机动弹头中段突防姿态的搜索算法研究

针对弹道导弹在大气层外的机动突防问题,建立了攻防对抗双方的六自由度动力学和运动学模型;研究拦截弹的导引律,对比例导引加以改进,用卡尔曼滤波估计视线角和方位角的变化率估算敌方的飞行信息;研究了机动弹头的智能规避策略,主要对如何确定机动方向展开研究,基于使EKV过载最大化的原则,提出了一种姿态搜索算法.经仿真验证,该算法提高了规避策略的自适应性和鲁棒性,对于增大脱靶量、提高导弹突防概率效果显著.     

基于强跟踪滤波和模糊逻辑推理的有向图切换算法

针对传统卡尔曼滤波算法中对于强机动目标跟踪性能较差的问题,文章提出了一种新的机动目标跟踪算法DS_STF_FI算法。该算法将强跟踪滤波引入到变结构多模型跟踪算法中,结合模糊逻辑推理来实现多模型间的信息交互,并通过有向图切换法实现模型集的自适应调整,从而使跟踪算法能够适应机动目标运动状态的变化。仿真结果表明,与基于卡尔曼滤波的DS_KF_FI算法相比,文章提出的算法的跟踪性能明显提高,且具有较高的算法费效比。在机动目标跟踪领域具有广泛的应用前景。     

基于NHDO的机动目标拦截攻击角度约束导引律

为了精确控制导弹在有限时间内以期望攻击角度拦截机动目标,采用将导弹自动驾驶仪简化为惯性环节的方法,结合终端滑模控制理论设计了一种带攻击角度约束的有限时间收敛制导律。为了滤除视线角速率噪声,提出一种非线性跟踪微分滤波器对噪声进行滤波,建立了考虑滤波的制导系统状态方程,基于此方程设计非齐次干扰观测器,用于目标机动不确定项的估计补偿。仿真结果表明,所设计的制导律能达到对视线角速率有效滤波,对目标机动状态精确估计的目的,克服系统动态延迟对制导精度的不利影响,满足攻击角度和制导精度的双重要求。     

基于去偏转换测量卡尔曼滤波的目标脱靶方向角识别

研究了利用导引头天线测量的视线角速度分量进行目标脱靶方位识别的原理,推导了目标脱靶方向角与弹体坐标系下各方向上弹目距离和相对速度分量的关系表达式.将球坐标系下的导引头测量值转换到直角坐标系下并进行去偏处理,以直角坐标系下弹目距离、相对速度、加速度为状态变量,基于"当前"统计模型建立了自适应卡尔曼滤波方程组,利用前两点测量值估计了滤波初始状态,并用滤波值计算了目标脱靶方向角.仿真结果表明,该算法能很好地识别出目标脱靶方向角,且精度可以满足实战要求.     

带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律

针对拦截机动目标的过程中考虑攻击角度约束的制导问题,为了达到最佳的杀伤效果,提出了一种考虑导弹自动驾驶仪动态特性的带攻击角度约束的自适应STA有限时间滑模导引律。首先建立了考虑导弹自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的三维耦合制导模型;由于目标机动未知,对传统STA算法进行改进,确保系统含有不确定项时在有限时间收敛,在此基础上,结合自适应控制理论,设计了带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律。基于类二次型Lyapunov函数,对系统进行了有限时间收敛稳定性证明。通过与真比例导引律数字仿真结果对比分析,所设计导引律能够制导导弹精确命中目标,弹目视线倾角和偏角在有限时间高精度收敛至期望值,满足攻击角度约束要求,具有强鲁棒性和有效性,制导性能优于真比例导引律。     

变长竿式制导问题数学模型

制导问题数学模型对研究交会及拦截问题都具有重要意义，本文提出一种变长竿式制导问题数学模型，此模型视线被当作一条变和旋转竿，通过研究其旋转，长度变化来研究制导系统性能，比常用模型含有更多关于制导问题性能的信息。用它释放了比例导引律下小视线距视线角速率失稳原因，提出了制导系统视线全值域角速率稳定以提高制导精度的设计方法，讨论了比例导引能否实现预测栏截问题等。     

基于自适应卡尔曼滤波的机动目标自主轨道确定

用自适应卡尔曼滤波法对非合作机动目标进行轨道确定,通过实时计算观测星的状态转移矩阵,近似描述目标星的状态变化并获得两星体相对位置.算法中用自适应卡尔曼滤波辨识噪声,通过极大似然法选择噪声修正模型.仿真结果表明:该法可有效用于对椭圆轨道非合作机动目标的自主轨道确定.     

小天体高速撞击器视线制导律设计

针对小天体高速撞击器设计了一种视线制导律。为了解决轨道修正机动时机选取问题 ,本文引入B平面点位误差椭圆描述预测撞击点的置信度,通过控制撞击点落入指定的误差 椭圆概率区域内,将轨道修正机动时刻选取问题,转化为对发动机开关曲线的设计。该制导 律利用当前位置、速度信息构建视线旋转角速度与距离变化率,驱动发动机开关抑制视线的 旋转角速率,使其最终撞击到目标点上。严格的蒙特卡罗仿真表明,该制导律在节省燃料的 同时,可以使撞击精度比预测制导方法提高100米以上,达到250米以内。