基于双圆弧原理的协同制导律研究

为了突破舰艇配备的近程防御武器系统,反舰导弹需对攻击时间与攻击角度进行协同制导,以实施饱和攻击。文章基于双圆弧原理提出了一种多导弹攻击时间与攻击角度协同制导律。首先,采用双圆弧原理规划导弹的航路,将导弹导引到预定的攻击角度上。然后,根据待飞直线距离对待飞时间进行估算,求出预测时间误差,确定导弹按照特定的圆弧轨迹机动飞行的指令和机动飞行的时间,通过机动飞行来对时间误差进行补偿。最后,再利用所设计的导引律导引导弹攻击目标。     

基于虚拟领弹的攻击时间和攻击角度控制

构造一枚虚拟领弹按指定的攻击时间和攻击角度以直线飞向目标。实际导弹通过机动以"等待"虚拟领弹的到来,导弹与虚拟领弹相遇后随其一起飞向目标,从而实现导弹的攻击时间和攻击角度控制。对于这种导弹对虚拟领弹的轨迹跟踪问题,建立了控制设计模型并采用了分阶段控制设计方法。仿真结果验证了该方法的有效性。     

基于理想视线制导的多导弹协同攻击策略

理想视线制导律是一种沿理想视线方向的、对终端相对位置与终端相对速度进行控制的弹道成型制导律。基于此制导律,提出了一种圆弧假设并推导了理想视线约束角度与飞行剩余时间之间的函数关系,设计了多导弹飞行时间协同控制系统。在此基础上,提出了针对低速目标的多导弹协同攻击策略。该制导策略通过调节各导弹终端理想视线与相对距离矢量方向夹角大小的方法,有效地减小了各导弹飞行时间之间的差额。仿真结果表明,所设计的制导策略可以很好地实现多导弹对固定目标的协同攻击并且有较强的容错性。     

带有攻击角度和攻击时间控制的三维制导

 在三维空间导引动力学与运动学模型的基础上,假设目标静止,而导弹本身以恒速运动,根据实际的攻击角度与设定的攻击角度误差,分析和设计了期望的视线（LOS）角运动学,基于李雅普诺夫稳定性理论设计了带有攻击角度控制的三维导弹导引律。为了对攻击时间进行预测与控制,假设导弹本身以恒速或者匀加/减速运动,先将导弹导引到预定的攻击角度上,根据待飞直线距离对待飞时间进行估算,再根据预测时间误差,确定导弹按照特定的圆弧轨迹机动飞行的指令和机动飞行的时间,通过机动飞行来对时间误差进行补偿,最后,再利用所设计的导引律攻击目标。给出了仿真结果。     

越肩发射前战斗机攻击轨迹研究

越肩发射(OTS)可以增大导弹的截获区.战斗机攻击尾后目标时,为了达到导弹的最佳发射点,提出了一种基于勒让德伪谱法(LPM)攻击轨迹规划方法,实时规划战斗机的攻击轨迹,及时调整飞机状态.首先通过数据链获取目标的运动参数;分析了采用越肩发射方式的攻击轨迹规划问题,建立了攻击轨迹规划最优控制模型;引入勒让德伪谱法将控制模型离散为非线性模型;最后利用snopt工具箱进行了仿真验证.仿真结果表明,该方法可以为战斗机规划一条既能准确发射导弹又满足机动性要求的攻击轨迹.     

导弹速度时变的攻击时间与攻击角度控制导引律

针对导弹速度非定常情况下的协同制导问题,提出了两种分别满足攻击时间约束、攻击时间与攻击角度约束的导引律.首先通过求解导弹在比例导引(PN)及带攻击角度约束的偏置比例导引(BPNIAC)下的系统微分方程,得到导弹飞行的实际剩余航程,并根据指定的攻击时间与导弹的实际速度曲线构造标称剩余航程,将攻击时间控制问题转化为导弹实际剩余航程对标称剩余航程的跟踪问题.然后,在PN及BPNIAC的基础上附加反馈控制项使导弹实际的剩余航程跟踪标称值,从而实现导弹速度时变情况下攻击时间的控制要求.仿真结果验证了该方法的有效性,实际应用中可根据预测速度曲线及在线更新策略对标称剩余航程进行估算.     

考虑攻击角度和时间约束的再入轨迹规划方法

针对考虑终端横向攻击角度和时间约束的再入轨迹规划问题，提出了一种纵向轨迹和横向机动轨迹相结合的高超声速飞行器再入轨迹规划方法。首先，通过再入飞行过程约束得出高度-速度剖面内的再入轨迹边界，利用改进的两个高度系数控制的高度-速度剖面规划多项式得出飞行器再入轨迹纵向剖面；然后，根据终端横向攻击角度约束预设导航点，规划出满足条件的横向机动轨迹。此外，通过对两个高度系数的调整可实现在航程不变的情况下对飞行时间在一定范围内的调节。仿真结果表明：该方法能充分适应具有攻击角度和时间约束的再入轨迹规划任务。     

一种导弹攻击时间协同导引律

研究了具有攻击时间约束的多枚导弹协同导引律。首先,根据各枚导弹的估计到达时间来指定攻击时间,并由指定攻击时间设计期望的弹目距离,使攻击时间控制问题转化为弹目距离跟踪问题;然后,引入导弹导引非线性模型,采用反馈线性化的方法将其转化为线性模型;最后,利用线性极点配置的方法设计出稳定的控制律。仿真结果证明,所有导弹都能非常精确地按照指定攻击时间到达目标。     

多弹编队飞行控制技术研究

针对未来复杂战场环境下反舰导弹编队协同攻击的技术需求,提出了一种多弹编队飞行控制的技术方案。采用基于分层递阶控制思想的多智能体系统结构,把多枚功能相同或者不同的导弹按照一定的原则组合成弹群,弹群中各导弹之间进行编队飞行、协同搜索、信息融合和协同攻击等方面的作战配合,实现对单个目标或多个目标的精确打击。该方案可以实现多发导弹的编队飞行控制,能够提高导弹编队的体系对抗能力。     

攻击时间约束下的三维制导律

基于三维空间内导弹-目标的相对运动方程,针对固定目标,提出了一种攻击时间约束下的多导弹协同攻击的三维制导律。俯仰通道设计了滑模变结构制导律,偏航通道基于动态逆控制理论,采用机动控制,调整导弹的攻击时间,使其趋于指定值,并与在俯仰通道采用推导的增广比例制导律作了比较。最后,仿真结果表明,该制导律最终能使攻击的剩余时间误差趋于零,能够满足对制导精度和攻击时间的要求,证明了算法的正确性和优越性。     

基于最优误差动力学的时间角度控制制导律

针对带有攻击时间和终端攻击角度约束的导弹制导问题,设计了一种基于最优误差动力学的时间角度控制制导律,并给出了明确的性能指标。推导广义最优角度控制制导律作用下的剩余飞行时间估算表达式,在广义最优角度控制制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项,将攻击时间误差看做跟踪误差,设计的制导律使跟踪误差以最优模式在有限时间内收敛到零,最终实现攻击时间和终端攻击角度的共同控制。对不同参数下的情况进行仿真,验证了所提制导律的有效性。     

带落角约束的虚拟目标实时轨迹生成算法

针对导弹带落角约束条件打击目标的要求,在纵向平面内,根据导弹和目标的实时运动轨迹,提出了一种虚拟目标实时轨迹生成算法,并且给出了该算法中所需要的目标实时位置信息的估算方法.仿真结果表明,以该算法得出的虚拟目标轨迹作为导弹的跟踪对象,采用变结构导引律能满足落角约束条件,并且能够提供很高的命中精度,从而证明了该算法的正确性和有效性,为带落角约束条件打击目标提供了一种新的思路和途径.     

基于预测控制的角度约束制导律设计

针对低高度、大倾角末端姿态约束问题,提出了一种弹道跟踪制导律.离线优化得到满足终端约束的基准弹道.为了避免出现奇异,将对位置的跟踪转换为对视线角及视线角速度的跟踪.根据当前状态,利用连续时间非线性预测控制,以弹道跟踪误差和控制能量的组合为性能指标,在线滚动优化得到制导指令,分析了制导律的参数选取,最后对该制导律进行了全...     

一种弹目遭遇点预测方法

为充分利用舰空导弹中制导段所获信息并减小导弹中制导段的弹道曲率,给出一种弹目预测遭遇点的解算方法,并据此设计比例导引制导律。在初始发射坐标系中,假设目标由当前位置以当前速度大小沿当前速度方向匀速运动至遭遇点,导弹由当前位置以当前速度大小按照一定的导引规律匀速运动至遭遇点。在该假设条件下,导弹到达遭遇点的总航路大小一方面...     

飞行器落角与撞击时间控制研究

对色行器落角与撞击时间控制相关问题进行了综述,包括带落角约束的导引问题、带时间约束的导引问题、带落角与时间约束的导引问题、剩余时间估计问题和欠驱动系统的轨迹跟踪控制问题。针对速度不确定飞行器落角与时间控制问题,从航路规划的角度提出了几个值得进一步研究的问题。     

Guidance law with impact time and impact angle constraints

A novel closed-form guidance law with impact time and impact angle constraints is pro- posed for salvo attack of anti-ship missiles, which employs missile’s normal acceleration (not jerk) as the control command directly. Firstly, the impact time control problem is formulated as tracking the designated time-to-go (the difference between the designated impact time and the current flight time) for the actual time-to-go of missile, and the impact angle control problem is formulated as tracking the designated heading angle for the actual heading angle of missile. Secondly, a biased proportional navigation guidance (BPNG) law with designated heading angle constraint is constructed, and the actual time-to-go estimation for this BPNG is derived analytically by solving the system differential equations. Thirdly, by adding a feedback control to this constructed BPNG to eliminate the time-to-go errorthe difference between the standard time-to-go and the actual time-to-go, a guidance law with adjustable coefficients to control the impact time and impact angle simultaneously is developed. Finally, simulation results demonstrate the performance and feasibility of the proposed approach.     

一种瞬时圆周加速度制导律设计

为了保证导弹攻击目标的精确性,根据平面弹道的几何特性,设计了一种输出指令为过载的瞬时圆周制导律.描述了瞬时圆周加速度制导律原理,详细推导了制导方程.利用导弹质心和目标质心的位置及速度信息,得出导弹攻击目标的过载制导指令,并进行了弹道仿真.仿真结果表明,所设计的瞬时圆周加速度制导律不仅能够保证导弹准确命中目标,而且弹道平...     

基于锥形运动的制导火箭速度控制导引律设计

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。     

Attitude Head Pursuit Transition Guidance Law

As an improved guidance method, the attitude head pursuit guidance (AHPG) law enables the attitude pursuit guidance (APG) law to be more suited to transition guidance of air-to-ground missiles. By adding a head angle into the attitude angle of APG, AHPG directs the missile axis onto the line of sight (LOS). The maximum range trajectory simulation shows that the elevator deflection angle reaches the saturated value of 10° at the outset and the impact angle is less than 60° when APG is used as transition guidance law. However, the elevator deflection angle on the whole trajectory is reduced to under 5° and the impact angle increased to over 60° when AHPG is used. The formulae to calculate head angles are derived for different target distributions. The simulation of multiple trajectories shows that with the help of the formulae based on AHPG law, the same performance could be achieved.