基于编队形状的反舰导弹预定目标选择模型特点

相比传统的预定目标选择方法,基于编队形状的反舰导弹预定目标选择方法是一类新方法。为了便于进一步研究具体算法,需要研究基于编队形状的反舰导弹预定目标选择模型的特点。该类方法的实质是将目标选择问题转化为点集匹配问题,因而文章从点集的信息来源、点集之间的变换关系、点集之间的映射关系、点集之间的距离函数等方面分析了模型特点,并根据这些特点将基于编队形状的反舰导弹预定目标选择算法分为2类：即基于迭代收敛的预定目标选择算法和基于变换位置集合的预定目标选择算法。     

基于Hausdorff距离的反舰导弹目标选择方法

如何从舰艇编队中选择预定目标,是超视距反舰导弹亟待解决的一个问题。文章基于Hausdorff距离的部分匹配理论研究了这一问题。火控雷达探测到的编队信息和末制导雷达探测到的编队信息都用点集来描述,通过点集形状匹配获取这两个点集的对应点,从而实现对预定目标的选择。重点提出了一种新的部分匹配途径,能够自适应地逐个剔除引起形状不相似的外部点而同时保留两个形状的相似部分。仿真试验表明,相比以往基于编队相互位置关系的方法,论文所研究的预定目标选择方法具有更好的抗干扰能力。     

基于信息一致性的无人机紧密编队集结控制

提出了基于信息一致性的分段式无人机紧密编队集结控制策略,将集结过程分为3步:参考集结点选取和目标集结点分配、形成松散编队以及形成紧密编队。首先,以线切入预定航线的方式计算参考集结点,按照松散编队队形展开生成目标集结点,并利用基于三维距离空间的优化选择算法,将目标集结点快速、准确地分配给每架无人机。然后,使用速度一致性实现向目标集结点定点集结和向松散编队伴航集结,通过非精确的航迹控制快速形成松散编队,提高编队集结的效率。接下来,启动速度、姿态一致性来实现编队最终的精确航迹控制,并逐步压缩编队队形进入紧密编队,避免发生碰撞,完成从松散编队到紧密编队的平稳过渡,同时准确地跟踪预定航线。使用协同修正方法抑制了测量误差、协同误差和通信延迟,提高了紧密编队的稳定性和控制精度。最后,基于MATLAB平台环境对所提三维集结控制策略进行了仿真,验证了其合理性与有效性。     

反舰导弹对目标选择的一种新方法

超视距反舰导弹(ASM)在搜索阶段选择预定目标时,目前采用的瞄准点选择方法受自控终点的散布误差和目标机动影响较大。为此提出一种利用舰艇编队相互位置关系(MPR)选择预定目标的方法。编队相互位置关系即其余目标相对参考目标的位置,对于一个编队,选择不同的参考目标得到不同的编队相互位置关系。对发射前装订的编队,以预定目标为参考目标获得其编队相互位置关系,在末制导雷达探测到的编队目标中,若以某目标为参考目标时的编队相互位置关系与之最相似,则该目标即为所要选择的预定目标。该方法不受自控终点散布误差和编队目标整体机动的影响。仿真实验表明该方法正确选择预定目标的概率高于瞄准点选择方法。     

空舰导弹获取舰艇编队形状能力研究

利用舰艇编队形状(SSF)的预定目标选择方法(简称SSF方法)比传统方法具有更好的预定目标选择能力.为了检验SSF方法的适用性,研究了空舰导弹(ASM)获取SSF的能力.首先推导了末制导雷达(TGR)最小方位角搜索范围模型.据此模型可在给定发射距离下计算合适的末制导雷达方位角搜索范围,此方位角搜索范围既能保证编队录取概...     

编队空战的目标分配研究

编队空战目标分配可以使飞行员在选择空战对手时更趋理性,也更有针对性。首先分析了构成目标威胁的因素,运用层次分析法确定了构成目标威胁度各因素的权值;进而构建了目标分配函数,并运用最优势原理实现了目标的分配;最后,通过设定双方不同性能的飞机空战作为目标分配实例进行了计算,计算结果符合编队空战的一般规律,表明所提出的方法可以解决实际编队空战中目标分配问题,方法简洁,结果可靠。     

基于距离的无人机编队路径跟踪控制

针对复杂通信环境下无人机编队跟踪控制问题，提出了基于距离的无人机编队路径跟踪容错控制方法。基于刚性图编队控制框架，引入距离误差，实现编队控制，并针对无人机编队生成的收敛速度问题，引入预设性能技术，以指定跟踪性能生成无人机编队。针对无人机执行器可能出现的故障，利用自适应滑模容错控制技术，实现具有容错性能的编队控制。考虑无人机在飞行环境中遇到的不确定扰动和模型自身存在的未建模动态，引入神经网络控制器，提高控制算法的抗干扰能力。最后，基于Lyapunov理论证明了所设计编队控制系统的稳定性，仿真验证了控制方法的有效性。     

无人机编队构成的分散最优控制方法研究

针对无长机带领、具有固定无向通信拓扑的无人机编队构成控制问题,提出了一种基于"相邻"无人机状态反馈的分散最优控制方法。该方法采用Laplacian矩阵描述编队通信结构,以"相邻"无人机与编队构型间的相对状态误差构建分散最优控制模型,并通过求解具有LMI约束的线性目标最优化问题得到编队各无人机的分散最优控制律。该方法使得多无人机在分散协同的前提下,基于局部信息快速准确地形成预定编队构型,达到运动方向和速度的一致性。仿真实验验证了该方法的有效性。     

双视线测量相对导航方法误差分析与编队设计

空间非合作目标的相对导航是在轨维护和近距离监视任务中的关键技术,目前的研究表明仅有视线测量条件下中距离相对导航沿距离方向的观测度较差,而基于双视线测量的相对导航方法可以有效解决该问题。为此,研究了两个追踪航天器所组成的编队,在双视线测量条件下进行自主相对导航的方法。首先,详细地介绍了双视线测量相对导航方案的构成以及具体的导航算法;其次,根据两个追踪航天器与目标航天器的几何构型,推导双视线测量方法中的误差传递规律,并分析其中的影响因素;然后,对两个追踪航天器的编队构型进行设计,并分析编队构型对该方法导航性能的影响;最后,通过数值仿真对上述相关的结论进行验证。     

基于图像化变差函数的性能数据异常判别

为提升发动机性能监控的智能化水平,实现性能数据的高效利用,提出了基于图像化变差函数的发动机性能数据异常判别方法。通过研究发动机性能数据的标准化修正方法和图像转化方法,将数值型表示的发动机性能数据转化为发动机性能图像。通过引入变差函数理论,采用4方向的变差函数值表示性能特征值,融合不同时刻不同参数的性能数据。在提取发动机性能图像关键特征点的基础上,定义性能图像间的差异距离,实现基于变差函数的发动机性能图像异常判别方法,从而实现对发动机性能状态的判别。选用若干组实际发动机性能数据对方法进行验证。验证结果表明:该方法运算高效,实现了高维性能数据的降维和对性能图像运行状态的分类,从而判别发动机性能数据的运行状态。     

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...     

带有不确定因素的最优拦截制导律

本文从微分对策观点出发,利用极小极大原理讨论了带有不确定因素的最优拦截制导律。在选择特定的过渡时间时,最优拦截制导律具有综合形式。仍由二部分组成:一部分是变系数比例导航,另一部分是与导弹加速度有关的修正项。     

PSO-RBF神经网络在舵机系统故障诊断中的应用

文章建立了基于RBF神经网络的故障观测器模型,提出了一种将粒子群优化算法(PSO)与正则化正交最小二乘法(ROLS)相结合的2级RBF学习方法,并将该RBF网络观测器应用于导弹舵机系统的故障诊断.实验结果表明,基于该RBF神经网络的故障观测器能够有效地实现导弹舵机系统的故障检测.     

一种基于SVM的航路规划研究

针对反舰导弹航迹规划问题展开研究,提出了一种基于SVM的航迹规划方法。文中将规划空间简化为二维空间,先将障碍区域分成两类,应用SVM的识别能力,得出路径出发点和目标点的间隔区域,即安全航路区域。仿真结果初步表明该方法是一种有效的航路规划方法。     

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。     

Empirical virtual sliding target guidance law design: an aerodynamic approach

We present a novel empirical virtual sliding target (VST) guidance law for the midcourse phase of a long range surface-to-air missile that uses the simplicity of the conventional proportional navigation (PN) guidance law while exploiting the aerodynamic characteristics of a missile's flight through the atmosphere to enable the missile to achieve superior performance than that achieved by conventional PN guidance laws. The missile trajectory emulates the trajectory of an optimal control based guidance law formulated on a realistic aerodynamic model of the missile-target engagement. The trajectory of the missile is controlled by controlling the speed of a virtual target that slides towards a predicted intercept point during the midcourse phase. Several sliding schemes, both linear and nonlinear, are proposed and the effect of the variation of the sliding parameters, which control the sliding speed of the virtual target, on the missile performance, are examined through extensive simulations that take into account the atmospheric characteristics as well as limitations on the missile in terms of the energy available and lateral acceleration limits. Launch envelopes for these sliding schemes for approaching and receding targets are also obtained. These results amply demonstrate the superiority of the proposed guidance law over the conventional PN law.     

基于变结构控制理论的导弹平滑导引律研究

针对导弹采用变结构导引律攻击机动目标时,容易引起视线角速率的抖动现象,基于变结构控制理论,提出了一种设计简单、具有较好鲁棒性及准确性的平滑导引律。该导引律设计主要通过引入双曲正切函数,消除了攻击导弹的视线倾角增量变化律的抖动现象。通过仿真结果说明:在相同的攻击时间内,对比于比例导引律、变结构导引律,该导引律明显地减小攻击导弹的脱靶量,验证了该导引律的有效性。