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基于视线角序列的机动目标视线角速率计算 总被引:1,自引:0,他引:1
依据拦截弹与机动目标间的相对位置关系,采用导引头球面模型,基于当前统计模型,实现了强跟踪状态自适应滤波,计算出了可用于制导的视线角速率。该算法利用导引头球面模型,将测角信息转换成距离信息,进行方差自适应调整和卡尔曼滤波。在只给出视线角序列信息的情况下,根据相对状态滤波结果求出所需的视线角速率。 相似文献
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针对捷联导引头敏感信息存在非高斯噪声且状态噪声与观测噪声相关的问题,提出了修正球面坐标系下带有相关噪声解耦的扩展椭球集员滤波(ESMF)算法。首先,通过对弹目相对距离及其变化率的规范化处理,得到修正球面坐标系下的视线角速率提取模型;然后,利用相关噪声解耦方法去除观测方程中耦合的状态噪声项,基于泰勒级数展开推导了相关噪声解耦后的模型线性化表达式,得到包含线性化误差的虚拟噪声椭球集合,并根据最小迹和最小化尺度因子上界的优化方法得到状态更新与观测更新椭球,形成非高斯相关噪声解耦的扩展椭球集员滤波算法。仿真结果表明,所提算法能够在考虑非高斯相关噪声的情况下,实现捷联导引头视线角速率的高精度提取。 相似文献
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基于一般弹目平面运动模型,以视线角、视线角速率为状态变量将弹目运动关系转换为二阶控制系统状态空间表达,把制导律设计转化为系统控制律的设计问题.在此控制模型的基础之上,利用Lyapunov稳定性定理,以视线角速率平方项作为能量函数设计了一种新型的扩展比例导引律,与其他扩展比例导引律相比,该导引律不需要增加任何制导观测信息,可以有效抑制噪声影响,并将基于Lyapunov稳定性的末制导律设计方法推广到有终端角约束的制导律设计中.仿真结果比较表明,该制导律可以提高制导精度、有效减小制导信息中的噪声影响. 相似文献
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本文研究捷联复合制导导弹的一种新型初始对准方案,利用地面雷达观测信息和弹载加速度信息,快速确定导弹启控时刻的弹性坐标系相对雷达坐标系的三个失调角。文中运用广义卡尔曼滤波技术给出了失调估计器的设计方法,对失调角估计时间及误差进行了仿真和分析,对观测方式提出一种改进方案,表明本设计用于飞行过程中实施初始对准的有效性。 相似文献
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针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角(FOV)约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(12):171-176
Conventional semi-active laser guidance takes advantage of the laser designator to illuminate the stable and uniform laser spot on target precisely. The seeker collects the reflected light by a quadrant detector and outputs the relative position information to guide the missile to the illuminating laser spot. However, the designation and guidance accuracy could be jeopardized by the randomly drifting of laser spot caused by the instability of designation platform and air turbulence. In this work, ghost imaging technique is adapted to a quadrant detector semi-active seeker by utilizing structured illumination on the target. With a series of structured illumination masks, the signals from the quadrant detector are multiplexed to perform calculation of the target relative position as well as image reconstruction of the illuminated area simultaneously. Automatic target recognition methods could be further applied to the reconstructed image to calculate the designating error and correct the guidance. The results of simulation and experiment demonstrate that the proposed method could improve the guidance accuracy in many circumstances which would lead to attacking deviation if conventional semi-active laser guidance is used. 相似文献
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考虑星敏感器安装误差的弹道导弹捷联星光/惯性复合制导 总被引:1,自引:1,他引:0
弹道导弹捷联星光/惯性制导是在惯性制导基础上辅以星光修正的一种复合制导方法,能够显著提高导弹制导精度。由于星敏感器捷联安装在弹体上,安装误差会影响恒星测量的精度,进而影响复合制导精度,为此提出一种在线辨识并修正星敏感器安装误差的复合制导方法。建立了星敏感器观测量与数学平台失准角、星敏感器安装误差的关系方程,在导弹主动段关机后测量3颗独立的恒星获得6个观测量,利用最小二乘法估计出失准角和星敏感器安装、误差。改进了星光/惯性复合制导的最佳修正系数确定方程,直接修正了星敏感器安装误差的影响。数值仿真结果表明:所提方法可以有效地估计平台失准角和星敏感器安装误差,提高了捷联星光/惯性复合制导的精度。 相似文献
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在协同制导条件下,建立了导引头最大预定指向角误差模型,分析了各种因素对协同制导条件下导引头最大预定指向角误差的影响。结果表明,雷达测角误差和系统时延是影响协同制导中末交班导引头最大指向角误差的主要因素。 相似文献
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研究了一种星敏感器一陀螺组合定姿方式中的姿态敏感器误差的实时在轨标定方法。首先,选择直观的欧拉角作为姿态描述参数,根据星敏感器和陀螺的测量原理建立星敏感器一陀螺在轨标定的测量方程和状态方程,并以此建立数学模型。其次,采用简单高效的EKF(ExtendedKalmanFilter,扩展卡尔曼滤波)作为估值算法,进行了在轨标定数值仿真。对于航天器姿态定向中出现的姿态角和星敏感器安装角之间的耦合问题,通过在特定姿态通道上施加简单姿态机动实现了解耦。数值结果表明,该实时在轨标定方法,尤其是所提出的姿态角和星敏感器安装角解耦策略,可以实现对航天器姿态的实时精确估计以及对星敏感器安装误差、陀螺常值漂移和相关漂移等误差的实时在轨标定。该方法可用于航天器姿态测量设备的实时在轨标定和航天器姿态的高精度实时确定。 相似文献
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自寻的导弹攻击机动目标的最优制导规律的研究及实现 总被引:7,自引:2,他引:7
提出一种适用于红外和雷达自寻的制导导弹的适应性强、制导精度高、易实现的最优制导规律。为解决工程实现的关键问题,提出了目标机动加速度模型。根据该模型并利用导弹导引头的AGC信号或雷达测距信号,给出了目标机动加速度、导弹与目标相对距离和距离变化率的估计算法。 相似文献