随机最优控制理论在再入机动弹头制导中的应用

建立了机动再入弹头攻击地面目标的随机数学模型,根据再入机动弹头攻击目标的要求,选择合理的代价函数和控制量的约束方程,利用随机最优控制理论,结合再入弹头的运动学与动力学方程,获得再入弹头的最优制导律.该制导律在存在状态噪声和观测噪声的情况下能有效完成再入机动弹头的制导,并使系统满足一定的约束条件.将此最优制旱算法应用到某型再入弹头,通过计算机仿真验证了算法的正确性.     

增强型比例导引系统制导性能的研究

应用随机过程及成型滤波器的理论知识,构建了目标随机机动及过程噪声模型,建立了基于过程噪声与测量噪声的增强型比例导引工程应用模型,设计了卡尔曼滤波器来估计系统状态,引入蒙特卡洛法计算脱靶量均方差.通过仿真,分析了采用过载驾驶仪的增强型比例导引系统不同的制导性能指标,并与比例导引制导律进行对比分析,结果表明,测量噪声较大时APN对噪声的抑制效果好于PN,这为增强型比例导引的工程应用提供了依据.     

基于ESO的目标机动补偿反比例制导律

为提高导弹制导系统对于高速机动目标的拦截效能,基于扩张状态观测器方法和反比例制导策略,设计了一种带扩张状态观测器的反比例制导律。考虑导弹自动驾驶仪动态特性,推导了平面内的制导模型; 设计了扩张状态观测器(ESO),将其与反比例导引策略相结合,设计了带ESO的反比例制导律,该制导律能有效估计目标机动并充分补偿制导律的不确定性干扰,有效提高制导精度; 将设计的带ESO的反比例制导律与经典比例制导律、普通反比例制导律进行仿真对比。仿真结果表明:所设计的带ESO的反比例制导律能减小弹目相对速度与脱靶量,适当地增加拦截时间,有效提高了制导系统对于高速机动目标的拦截效能。     

基于新型扩张观测器的导弹滑模制导律

针对已有滑模制导律未考虑系统量测噪声的问题,提出了基于新型扩张状态观测器的导弹滑模制导律。该方法通过新型扩张状态观测器观测目标加速度并实时补偿滑模制导律,使导弹拦截机动目标时脱靶量更小,提高了拦截性能。仿真结果表明,基于新型扩张状态观测器设计的滑模制导律相较于传统的滑模制导律鲁棒性更强,具有工程实用性,也验证了新型扩张状态观测器的有效性。     

一种提高雷达导引头对机动目标跟踪性能的自适应滤波算法

为了提高地空拦截弹雷达导引头对机动目标状态估计的精度,在增加系统观测量的基础上,提出了一种针对机动目标跟踪的自适应滤波算法。利用量测残差统计值估计目标的机动状态,自适应的调整状态方程机动频率和加速度极限值;同时利用观测噪声统计估值器,调整观测值方差大小。仿真试验结果表明该算法具有良好的机动目标跟踪性能,并能自适应变化较大的观测噪声。     

一种基于IMM-PF的MMW/TV复合制导UCAV火力解算融合跟踪算法

针对目标融合跟踪算法在解算时,假定测量噪声为高斯白噪声与实际测量为"闪烁噪声"不相符的情况,提出一种交互式多模型粒子滤波的毫米波/电视复合制导无人攻击机火力解算融合跟踪算法,该算法适用于非线性、非高斯条件下、多传感器信息融合跟踪;可在有干扰的情况下,通过模型转换,实现模型的匹配,有效跟踪机动目标。通过数字仿真,验证了该算法具有较强的目标机动自适应能力,对提高MMW/TV复合制导UCAV的攻击效果有重要意义。     

基于SNVA的机动目标状态估计

利用位置预测估计值与位置滤波估计值之间的偏差进行加速度方差自适应调节,提出一种基于状态噪声方差自适应(SNVA)的机动目标状态估计方法。采用SNVA对目标加速度噪声方差进行自适应调整,实现了对当前统计模型的改进; 利用扩展卡尔曼滤波算法对目标状态进行估计。仿真结果表明,基于SNVA的扩展卡尔曼滤波算法对机动目标速度估计的绝对误差小于0.1 m/s,加速度估计的绝对误差小于0.1 m/s²,能够对机动目标的状态进行准确的估计。     

随机预测控制及其在导弹制导中的应用

基于最优预测控制理论及局部最优预测控制理论,利用庞特里亚金随机极值原理研究了两类代价函数的随机预测控制问题,给出了"终时最优"及"一般形式"的随机预测控制算法.针对机动目标的拦截问题,考虑系统状态噪声和观测噪声等随机因素影响,分别推导了2种形式的随机预测制导律.通过对机动目标拦截的仿真,表明了"一般形式"预测制导律的有...     

适用于大离轴角发射的非线性最优制导规律

按照导弹－目标间的非线性运动学模型，设计了一种非线性制导规律，这种非线性制导规律对大离轴角发射条件具有快速的弹道收敛特性，对一角速度测量噪声，未知目标机动等鲁棒性好，可用于战术导弹性的精确制导。     

红外空空导弹ENDGAME滑模制导律鲁棒性研究

根据空空导弹末端控制(ENDGAME)制导系统的特点,引用基于零化视线角速度的滑模制导律,理论上分析了当制导系统存在视线角速度和相对速度的测量噪声及目标机动时,此制导律的鲁棒性.仿真验证了此制导律在对克服测量噪声和目标机动时比比例导引律有一定的优势.     

攻击地面机动目标的一种击顶制导策略

针对三维空间导弹和地面机动目标相对运动的非线性模型，将目标运动速度和机动加速度视为有界扰动，设计了一种击顶制导律策略。制导策略分为2部分：第1部分基于弹目视线倾角角速度和偏角角速度反馈，利用非线性系统输入输出线性化方法设计了接近制导律，保证导弹朝向目标运动；第2部分基于弹目视线倾角反馈，利用非线性系统输入输出线性化方法设计了击顶制导律。该制导律在保证弹目视线角速度趋零的同时还可保证视线倾角趋于- 90°，从而实现对目标的垂直打击即击顶。从理论上分析了制导系统的稳定性和精度。数值仿真结果证实该制导律有效。     

基于TLC方法的空-空导弹三维末制导律研究

针对导弹与目标之间的非线性运动学关系,在平行接近原理的基础上,结合轨迹线性化控制（TLC,trajectory linearization control）方法,为某型空-空导弹研究设计了一种新型的三维末制导律。仿真结果表明,所设计的基于TLC方法的制导律是有效的,且在目标机动情况下比传统的比例制导律以及滑模变结构制导律具有更好的制导性能。     

基于零化脱靶量的滑模变结构制导律研究

以零化反导导弹的脱靶量为基础,利用变结构控制理论和非线性运动学方程推导出一种能够适应目标做大机动的滑模变结构制导律.建立了目标做螺旋机动的数学模型,通过末制导仿真验证滑模变结构制导律在拦截三维螺旋机动目标时具有响应快速性,视线角速率和脱靶量较小,对高速大机动目标具有很好的拦截效果.     

基于滑模技术的舰舰导弹导引律设计

根据舰舰导弹跟踪机动目标的需求，提出一种基于滑模技术的导引方案，应用Lyapunov方法设计出相应的导引律，该导引律只对目标运动加速度的取值范围有要求，对目标加速度具有很好的鲁棒性。仿真计算表明，该导引律性能优于理想比例导引律。     

基于自抗扰控制的导引律

考虑目标机动和驾驶仪动态等情况,提出了一种基于自抗扰控制理论和反步法设计思想的新型制导律。将目标机动和驾驶仪参数不确定分别当成系统的扰动。将包含驾驶仪动态特性的制导环路,分作外环和内环分别进行控制器设计。外环自抗扰控制器用于控制切向相对速度收敛到零。抑制目标机动及系统非线性项对视线稳定性影响。内环自抗扰控制器用于跟踪外环输出的虚拟控制,补偿驾驶仪动态及驾驶仪参数不确定性对于制导精度的影响。仿真结果表明,设计的算法能够有效地实现制导目的,在目标作大机动且考虑驾驶仪动态情况下,仍然具有很高的制导精度。     

高阶滑模制导律的设计与实现

针对机动目标拦截问题,应用高阶滑模控制方法,设计了高精度制导律。在制导律设计过程中,针对目标机动,基于增广比例导引设计了滑模变量,考虑二阶弹体动态特性,设计了二阶滑模制导律。应用高增益扩张状态观测器对制导信息进行估计,完成了制导律的实现。数值仿真结果验证了方法的有效性。     

考虑目标机动和落角约束的二阶滑模制导律

针对末制导阶段导弹以期望的终端落角攻击高机动目标的需求,将Super-twisting算法与自适应滑模扰动观测器相结合,提出一种满足终端落角约束的二阶滑模制导律。目标机动带来的干扰导致系统扰动的上界未知,将目标加速度视为系统扰动,设计自适应滑模扰动观测器对系统扰动进行在线估计,通过对观测器增益进行自适应调整,克服传统观测器选取增益时依赖扰动上界的缺陷。设计改进的Super-twisting算法作为制导律的趋近律,在降低抖振的同时使制导律可充分利用导弹的过载能力,从而提升系统的收敛速度,解决传统Super-twisting算法中系统状态远离平衡点时收敛速度慢的问题。基于李雅普诺夫稳定性理论,证明该制导系统能在有限时间内收敛。数学仿真结果表明：自适应滑模扰动观测器和所设计制导律有效,自适应滑模扰动观测器能够准确跟踪系统扰动,所设计的制导律能够满足期望的终端落角约束,且具有较高的命中精度,脱靶量小于0.2 m。     

一种三维非线性免疫变结构制导律

针对导弹拦截过程中对目标机动未知的问题,将滑模变结构理论与免疫反馈理论相结合,设计了一种非线性免疫自适应变结构制导律。该方法首先根据李亚普诺夫稳定性理论,在滑膜变结构制导律的基础上,对目标的机动加速度进行自适应估计,消除了拦截过程中机动加速度干扰的非线性影响。其次应用免疫反馈的抗干扰和鲁棒性能,对滑模变结构控制中出现的抖振现象进行抑制和补偿。仿真结果表明,该制导律在目标作机动变速逃逸时仍能取得较好的拦截效果。     

鱼雷水平面模糊变结构制导律设计

研究了一种鱼雷水平面模糊变结构制导律，此方法粗略地估计出目标法向加速度的大小，并以此为依据自动调整变结构制导律中变结构项的系数大小。对其进行了理论推导和仿真验证，研究表明，该导引律很好的抑制了干扰和参数摄动，对目标机动具有强鲁棒性．模糊规则的应用，消除了抖动，对不同机动程度的目标，能保证命中精度．     

SINS/GPS组合导航中两种惯导误差模型的等价性验证

为减轻空间机动飞行器上计算机的负担,文中提出以一阶惯性环节模型替代惯性测量装置的惯导工具误差模型以降低SINS/GPS组合导航中状态矩阵的维数。采用扩展卡尔曼滤波器进行信息融合,分别用两种不同的模型来评估导航精度。仿真结果表明采用两种不同模型,最终的导航精度相当,用一阶惯性环节模型来替代惯导工具误差模型,可以大大减少计算时间,利于工程实现。