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《宇航学报》2015,(8)
针对导弹拦截目标制导过程中的测量噪声和干扰以及未知目标机动,本文提出了具有严格解析形式的三维非线性H∞导引律的设计方法。通过构建基于改进极坐标系下的三维弹目相对运动方程和存在多种测量噪声和干扰下的弹目相对运动方程,归纳推导出简洁的导弹拦截目标的系统方程;利用非线性H∞控制理论构造相应的HJI偏微分方程不等式,并且提出了HJI偏微分方程不等式的一种解法,得到了一组解析解,同时得到了拦截系统的一个正定储能函数,进而构造了非线性H∞导引律;通过分析非线性H∞导引律的设计方法和几项关键的制导拦截影响因素,定性指出了如何调整设计参数能够有效对抗各种不利因素,提高制导性能;最后,仿真研究验证了非线性H∞导引律的有效性和定性分析的有效性。 相似文献
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文中推导了导弹的动态特性为一阶惯性环节,计及目标的加速机动的情况下,自动导引战术导弹的准最优导引规律,给出了闭合形式的解析解以及拦击系统数学模拟的结果。系统模拟的数据表明,本文推得的准最优导引规律的性能较线性最优导引律有相当的改进,并远较比例导引为优。 相似文献
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考虑导弹自动驾驶仪动特性的三维非线性导引律 总被引:6,自引:0,他引:6
基于三维球坐标系下目标-导弹相对运动方程,考虑导弹自动驾驶仪动态特性,应用递推Lyapunov方法设计了一种三维非线性导引律.在设计的过程中,不需要消去三维制导动力学方程中的非线性耦合项,使得导引规律的最终表达形式得以极大简化.该导引律有效地克服了导弹控制系统的动态延迟对制导精度的影响.仿真结果表明,在目标做大机动逃逸,导弹自动驾驶仪存在较大滞后情况下,这种导引律仍具有很高的制导精度. 相似文献
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使用比例导引规律的寻的导弹具有检测导引规律所需的视线转率的目标跟踪器.这种目标跟踪器存在两类模型不确定性,它们都将降低导弹导引系统的性能.本文利用波波夫超稳定性理论来分析具有目标跟踪器模型不确定性的导引系统的稳定性.给出了导弹导引系统稳定性同目标跟踪器模型不确定性之间的关系.而且,定义了超稳定最小距离,还给出了超稳定最小距离同目标跟踪器模型不确定性之间的关系. 相似文献
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微分对策制导规律与改进的比例导引制导规律性能比较 总被引:8,自引:0,他引:8
本文根据现代战争敌我双方对抗格局 ,提出了防空导弹拦截高速大机动目标 ,采用微分对策强迫奇异摄动方法零阶组合反馈解析解制导规律。这种制导规律只需要导弹和目标的位置、状态变量和法向过载的测量量 ,易于弹上实时实现。为了证明该制导规律的良好性能 ,文中给出了另一种改进的比例导引制导规律 ,并以某防空导弹为研究背景 ,对两种制导规律的性能进行了比较。结果表明微分对策制导规律的弹道参数特性比改进的比例导引制导规律好得多 相似文献
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《上海航天》2017,(Z1)
针对采用捷联稳定方案的旋转弹,为实现用数字计算方法提取比例导引所需的弹目惯性视线角速率信号,对一种基于卡尔曼滤波的成像旋转弹跟踪系统设计进行了研究。将目标的随机加速机动视作修正的瑞利-马尔科夫过程,与视线运动方程联立,建立了机动目标跟踪系统数学模型。由稳定平台的惯性测量元件实现对弹体姿态角的计算,另通过大视场捕获目标,获取目标相对光轴的误差角,综合两者可得目标相对惯性空间的视线角,对视线角进行数字微分获得视线角速度。其中,为避免放大测量噪声,采用自适应卡尔曼滤波法估计视线角速度。闭环仿真结果表明:与低通滤波算法相比,自适应卡尔曼滤波算法的精度高,对测量噪声抑制好,可获得比例导引所需的惯性视线角速率和跟踪角误差的滤波值,从而实现高精度控制。 相似文献
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本文根据现代战争敌我双方对抗格局,提出了防空导弹拦截高速大机动目标,采用微分对策强迫奇异摄动方法零阶组合反馈解析解制导规律。这种制导规律只需要导弹和目标的位置、状态变量和法向过载的测量量,易于弹上实时实现。为了证明该制导规律的良好性能,文中给出了另一种改进的比例导引制导规律,并以某防空导弹为研究背景,对两种制导规律的性能进行了比较。结果表明微分对策制导规律的弹道参数特性比改进的比例导引制导规律好得多。 相似文献
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本文在给定七种不同初始条件、不同目标机动和选取快、慢两种时间常数,不同升力,不同导引比及制导逻辑设计的条件下,采用简化控制模型,研究了BTT-90导弹的比例导引规律,并对系统的性能进行了分析。结果表明,BTT-90导弹采用比例导引规律是完全可行的,设计的制导逻辑是正确的。模型简单,计算精度好,工程上容易接受。本文及其计算程序为BTT系统参数(导引比、控制器时间常数,弹体升力系数等)选择提供了依据。 相似文献
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在地心引力场中,当目标航天器沿近圆轨道作无动力运动时,与目标航天器相邻的受控航天器相对于目标航天器的运动可以近似地用Hill方程描述。文章给出了受控航天器对目标航天器运动的推力加速度随时间线性变化时Hill方程的解析解。并根据Hill方程导出了受控航天器相对目标航天器运动的比动能方程。还讨论了比动能方程在上述两航天器轨道相遇和轨道交会问题中的应用。 相似文献
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航天器交会远距离导引段误差敏感度研究 总被引:2,自引:0,他引:2
以航天器交会对接远距离导引轨道控制精度为研究目标,从控制过程各环节入手,分析误差因素,提出了敏感度分析的方法,从控制方程推导出控制精度敏感度方程,并进行了仿真计算,分析出影响控制精度的主要因素和影响程度。 相似文献
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李大耀 《运载火箭与返回技术》2000,21(2):59-63,67
在地心引力场中,当目标航天器沿近圆轨道作无动力运动时,与目标航天器相邻的受控航天器相对于目标航天器的运动可以近似地用Hill方程描述。文章给出了受控航天器对目标航天器运动的推力速度随时间线性变化时Hill方程的解析解。并根据Hill方程导出了受控航天上对目标航天器运动的比动能方程。还讨论了比动能方程在上述两航天器轨道相遇和轨道交会问题中的应用。 相似文献
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一种有撞击角和视场角约束的运动目标的偏置比例导引算法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对以一定角度攻击运动目标问题,提出一种采用偏置比例导引的间接撞击角度控制方法。定义满足攻击角度约束的碰撞三角形概念,在这基础上给出了具有偏置比例导引形式的制导律。根据碰撞三角形要求的偏置项积分值设计两阶段和一阶段这两种计算偏置项的方法,其中两阶段方法不需要计算剩余时间,而一阶段方法能够攻击机动目标。考虑视场角和过载等约束条件限制,对偏置项进行三阶段改进,使导弹在满足这些约束条件的同时满足撞击角要求的偏置项积分值。为了适应机动目标的情况,考虑当前时刻导弹和目标运动信息,在线地偏置项进行实时更新。最后对运动目标和机动目标两种情况进行了仿真实验,验证了本文方法的有效性。 相似文献
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卫星定位和卫星通讯是正在寻求的空间飞行器高级自主交会系统的首选测控手段。本文概述了航天器的交会对接基本要求和过程以及美国全球定位系统(GPS)和组成、定位原理、精度和差分原理后,列出了两种形式的相对运动方程。利用运动方程求解、单纯GPS、差分GPS的结合,可以完成追踪航天器向目标航天器接近的整个导引过程,且可以省去庞大的地面遥控遥测、星上雷达等设备,减少误差源。仿真计算证实了这一设计思想的可行性和 相似文献
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应用多项式拟合的SDRE方法结合改进的极坐标系(MPC)设计了三维次优导引律。介绍了 SDRE方法与多项式拟合的SDRE方法,后者是前者十分优越的逼近;推导了MPC下的弹目相对 运动方程,将球坐标下的六个状态方程减少到了三个并且满足多项式拟合SDRE方法的应用前 提;在此基础上,推导出了三维拟合SDRE导引律(nSDRE)。仿真显示,nSDRE是一种有效的导 引律,较广义理想比例导引律(GIPN)具有更好的导引品质,特别在目标机动时,nSDRE能更 好地应对目标机动引起的视线转率发散而导致脱靶的问题。
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本文基于海上战场态势预报,应用二次型性能指标最优跟踪理论,对某型导弹控制系统和搜索雷达天线随动系统进行改进,使此二系统处于次优工作状态.应用同相控制,改善导弹控制规律,扩展雷达搜索范围,提高搜索精度,确保雷达以概率1搜索目标.据此可简化导弹发射程序.发射导弹的程序简单,则易于实现发射过程自动化.发射导弹过程不计算目标机动运动,侧风、温度,湿度,陀螺漂移等干扰的影响.本文对探索导弹新的控制和导引规律以及全方位发射问题,有重要的意义. 相似文献