基于蒙特卡洛法的制导子弹药命中概率模型

针对制导子弹药命中概率模型方面研究的不足,详细分析了制导子弹药与无控子弹药在结构与作用原理方面的不同,以及制导子弹药的捕获概率、发现识别概率;结合无控子弹药落点散布规律,运用蒙特卡洛方法建立了制导子弹药命中概率计算模型,并对不同捕获概率下对给定目标的命中概率进行了分析。仿真结果表明,制导子弹药对特定目标的命中概率远高于无控子弹药,命中概率模型的建立为制导子弹药效能分析奠定了基础。     

一种利于交班的舰空导弹最优中制导律设计

针对舰空导弹超视距拦截低空飞行目标问题,在复合制导的中制导段,建立了导弹拦截目标的相对运动模型,依据制导平台无线电指令修正信息,考虑舰空导弹拦截低空目标时的飞行速度特性,给出了预测遭遇点的实时解算模型,并确定了利于中末制导交班的中制导终端约束条件。基于拦截预测遭遇点,引入伪控制量的概念,应用线性二次型最优控制理论,设计了一种基于拦截预测遭遇点的利于制导交班的最优中制导律,仿真结果验证了预测遭遇点实时解算模型和最优中制导律的正确性与有效性。     

基于结构不确定性的非线性鲁棒制导律设计

根据多普勒雷达导引头和红外成像导引头多模制导导弹弹道中段制导信息精度的特点,以非线性鲁棒控制理论为依据,设计了一种制导律.仿真结果表明,该制导律对弹目相对距离测量干扰有较好的鲁棒性,对目标大机动也有鲁棒性.因此,这种制导律可以作为多普勒雷达导引头和红外成像导引头多模制导导弹弹道中段的制导律使用.     

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...     

神经网络最优闭环制导律设计

对于复杂的非线性导弹制导系统 ,很难求得其解析的最优制导律 ,只能求得开环的数字解 ,不能适用于具有时变不确定性的导弹制导系统。利用神经网络的学习和推广能力 ,对开环的数字最优制导律进行离线的学习 ,作为闭环的神经最优制导律在线应用。研究分别选择系统状态变量和视线角速率等不同的神经网络输入对制导系统性能的影响 ,以及各种制导律的鲁棒性问题 ,并采用模块化神经网络结构提高神经网络的学习和推广能力 ,仿真结果得到一些有益的结论。     

基于解析解的小范围高频率机动飞行器制导律设计

针对机动飞行器的小范围高频率侧向机动飞行问题,结合飞行器的运动学和动力学方程,通过解析方法给出了机动幅值和飞行器最大可用过载下的最大机动频率,同时利用粒子群优化方法进行了制导律最优频率的优化。基于解析规划算法给出了正弦机动制导律的解析形式以实现飞行器在侧向方向的机动导引飞行。仿真结果表明：解析算法能够精确得出制导律频率,而粒子群优化方法的精度也能很好的满足要求,误差在5%以内。正弦机动制导律在大速度下可以较好的完成任务目标;在小速度下,幅值误差会有小幅度的增加。     

经济型月球探测器精确定点软着陆制导算法

针对未来经济型月球探测器精确定点软着陆问题,考虑发动机特性及终端状态约束,对主减速段制导算法进行了研究。首先考虑到未来月球通信网络的建立和资源的利用,提出了一种探测器在环月极轨道运行时的月面着陆点全覆盖环月调相策略。然后在北东地坐标系下建立软着陆主减速段的质心动力学模型,依据动力学模型将探测器的运动分为纵向平面运动和横向运动并分别设计在线闭环制导律。纵向平面运动采用改进显式制导算法,并基于有限推力思想和主减速段误差传播特性设计了满足终端航向位置约束的点火角修正策略;对于横向运动控制,首先基于ZEM/ZEV最优反馈制导律给出横向制导指令,然后采用PWPF将连续形式的制导指令调制为脉冲形式。仿真结果表明了该制导律能够满足所有终端状态约束,具有燃耗次优性、自主性、实时性和一定的鲁棒性,同时易于工程实现。     

一种深度强化学习制导控制一体化算法

研究了一种基于深度强化学习理论的制导控制一体化算法。不同于传统的制导控制一体化算法和制导控制回路分开设计的方法,基于深度强化学习理论的制导控制一体化算法利用深度学习强化算法生成一个智能体,智能体根据导弹的观测量生成舵偏角控制指令准确拦截目标。首先将制导控制问题转化为一个马尔可夫决策过程,然后提出了一个权衡制导精度、能量损耗和飞行时间的奖励函数,将制导控制问题转化到强化学习问题的框架中。最后采用深度确定性策略梯度算法,求解提出的强化学习问题,训练得到制导控制智能体,智能体根据导弹观测量生成舵偏角指令。通过进行大量的数值模拟,验证了提出的制导控制一体化算法的有效性和鲁棒性。     

多导弹齐射攻击协同制导(英文)

Cooperative guidance problems of multiple missiles are considered in this article. A cooperative guidance scheme, where coordination algorithms and local guidance laws are combined together, is proposed. This scheme actually builds up a hierarchical cooperative guidance architecture, which may provide a general solution to the multimissile cooperative guidance problems. In the case of salvo attacks which require missiles to hit the target simultaneously, both centralized and distributed coordination algorithms are derived based on the impact-time-control guidance （ITCG） law. Numerical simulations are performed to demonstrate the effectiveness of the proposed approaches.     

基于标准弹道点的最优制导方法

由于基于需要速度的显式制导方法要确定虚拟目标点,虚拟目标点的确定要对地球扁率和再入阻力的影响进行修正,存在着百米以上的修正误差,为此提出了基于标准弹道点的最优制导方法,即将标准弹道的某点作为目标点进行需要椭圆轨道计算及最优入轨控制。提供了采用弹上迭代制导方法实现最优控制,同时给出了预测关机参数的需要椭圆轨道终端约束校正方法。该制导方法无需进行地球扁率和再入阻力的影响修正,可以减少方法误差,仿真计算证明了这一点。