机动目标的鲁棒几何法导引律仿真分析

基于机动目标,以空间微分几何和李雅普诺夫稳定性原理为基础,通过仿真分析鲁棒几何法导引律在追击不同机动目标时的弹道。在不同发射角下追击相同目标时,比较比例导引法和鲁棒几何法两种导引律的弹道特性。仿真结果表明鲁棒几何导引法具有以下优点:不需要额外的测量信息,兼具比例导引律的易执行性和微分几何制导律对视线旋转抑制的有效性。该制导律可以拦截大机动目标,且性能优于现有的变系数比例导引算法,同时拦截过程中过载曲线变化更为合理,弹道平直不需要得到目标精确的加速度和速度方位信息,对目标机动具有强的鲁棒性。     

战术导弹的PID型比例最佳制导

本文提出了一种PID型导引方法。这种导引方法以广义视线角误差(视线角速度积分,比例,微分的函数)绝对值极小为准则,可以实现准平行接近法导引,它对弹体的过载要求低,可以攻击高机动目标。线性制导方式即为PID型比例导引,它是一种次最佳制导策略。PID型比例导引使制导系统的稳定性,动态品质和准确度得到协调提高,对制导参数,导弹自动驾驶仪参数摄动的鲁棒性高。本文的PID型比例导引克服了[3]的PID型比例导引结构上存在的缺陷,仿真结果证明了上述结论。     

红外寻的制导空空导弹变结构比例导引律研究

经典的比例导引律不能满足近距格斗导弹大离轴发射和攻击高机动目标的要求。前人提出了多种解决此问题的制导规律,除需要目标视线角速度信息外,还需相对速度、目标加速度和剩余时间等信息,这在被动红外制导导弹上实现是十分困难的。本文以变结构控制理论为基础,给出一种只需目标视线角速度信息的新型制导律,实现了在目标机动的条件下、有限时间内目标视线角速度的零化,大幅度地改善了制导性能。仿真结果证实了设计方法的正确性。     

水下智能航行体跟踪目标的自适应加权导引律设计

未来海战中,水下智能航行体对目标的精准攻击将越来越重要。因此,对产生关键影响的导引方法开展研究就显得极为重要。在智能航行体制导过程中,智能体对制导信息的估计受对抗、干扰等影响存在较大误差,导致单一导引律下UUV的制导精度较低。结合固定提前角、扩展比例导引律和自适应滑模导引律3种导引方式各自的优点,根据其所需制导目标信息种类的差异对估计的信息进行分类;然后采用模糊权系数计算方法得到各类信息的权系数,构成自适应加权导引律;并对各导引方式在目标未机动和目标机动的仿真环境下进行仿真对比。     

拦截高速运动目标广义相对偏置比例制导律

针对经典比例导引法在末制导阶段拦截高速运动目标时捕获域较小、无法有效利用导弹机动能力及难以实现碰撞角约束等问题,提出了一种广义相对偏置比例制导律。为扩大经典比例导引律的捕获域及提升其对导弹的机动利用能力,设计了一个时变导引系数,使所提制导方案可综合比例及反比例2种导引律的优势。为实现对高速运动目标的定向打击,引入了相对偏置比例,通过控制相对飞行轨迹角以实现对碰撞角的约束。为提升制导方案在拦截高速机动目标时的性能,在制导指令中对目标机动影响进行了补偿。数值仿真结果验证了该制导方案相比于经典的比例导引法具有更大的捕获域和过载利用度,以及较强的碰撞角约束能力。     

拦截大机动目标自适应模糊制导律

为了满足拦截高速大机动目标、高精度制导的需要,将制导律设计问题转化为反馈控制问题,基于模糊控制理论,提出了一种解析描述模糊控制规则的新型自适应模糊导引律.该模糊控制器将比例制导律指令及其微分作为模糊控制的输入量,模糊控制规则及模糊推理用解析式表达,易于计算、调整,适合实时在线控制.该导引律能够根据目标加速度和目标速度的变化自适应地改变模糊控制规则,因此具有较强的鲁棒性.对拦截高速大机动目标的大量仿真结果表明,所提出的导引律在脱靶量、拦截时间等指标方面显著优于传统的比例导引律.     

红外成像空空导弹多模制导技术研究

通过对几种现存制导规律特点的讨论，分析了每种制导规律各自的局限性，并在此基础上提出了导弹多模制导这一技术。通过数字仿真，初步证实了多模制导的技术可行性。结果表明，多模制导对控制导弹攻击大机动目标－９ｇ较比例导引有更小的脱靶量和更平滑的弹道。     

再入飞行器的大机动轨迹实现

考虑了静不稳定再入飞行器的大机动轨迹的实现问题，利用不非线性系统的输出解耦方法设计了姿态稳定控制规律，并提出了一种带末端修正的比例导引控制律，上述两种控制律 中权组合控制方案实现了再入飞行器的大机动和精确攻击，给出的仿真结果证明了控制方案的有效性。     

奇异摄动解耦方法在直升机低空机动飞控系统的应用

运用奇异摄动解耦方法进行直升机低空机动飞行控制系统的设计。针对直升机执行机构的特殊性及计算机控制中的时延影响，采用比例加积分微分（ＰＩＤ）控制，且加入时延补偿进行控制律设计，改进了原来的奇异摄动解耦方法，其效果较好。     

攻击机动目标的最优导引规律研究

针对纵轴方向没有轨控发动机的ＫＫＶ,建立空间拦载的线性运动学模型,通过采用新的剩余时间计算方法,提出了拦截任意机动目标的最优导引规律,最后,分别采用最优制导律和比例导引,对平面拦截过程进行计算机仿真。仿真结果表明,最优制导律和比例导引相比更能有效地拦截机动目标。     

寻的导弹的变结构比例导引律

设计寻的导弹稳定控制回路 ,证明修正的变结构比例导引律能够用于被动寻的导弹系统 ,并比较变结构比例导引律和比例导引律在寻的导弹中的应用效果 .采用角速率反馈和线加速度反馈可提高自动驾驶仪的稳定性和鲁棒性 ,通过寻的导弹攻击坦克和直升机的计算机数学仿真 ,对比两种导引律 .弹体的阻尼性能和稳定性能提高 ,修正的变结构比例导引律与比例导引律相比 ,显著降低了导弹末段过载 ,使弹道平直 ,并减少了脱靶量 .变结构比例导引律也适合被动寻的导弹系统 ,特别适合攻击直升机     

一种变系数比例导引规律

针对经典比例导引规律和最优导引规律的缺点，由蝇追逐行为得到启发，提出了变系数比例导引规律，并以某型空空导弹的大回路模型为对象，进行了大量数字仿真。仿真结果表明，文中所提出的新导引规律脱靶量小、易于工程实现。     

Homing Guidance Law with Falling Angle and Flying Time Control

In this paper, a new homing guidance method is used to control the flying time and falling angle for guided missiles. Through this approach, it finds the approximate solution to the quadratic equation of time-to- go, which is used for the formula derivation of the flying time control command. In this guidance law design, the acceleration rate control command is adopted. The guidance law is composed of a PN guidance command and a flying time control command. Firstly, it obtains a desired falling angle with accurate guidance. Secondly, it introduces to satisfy the constraint of flying time. The flying time control requires an assumption on the future evolution of missile, which is called time-to-go. To cope with the time-varying speed of missiles, a method of compensating the estimation of time-to-go is presented. The new guidance law is evaluated by using a simulation of typical terminal guidance for rocket-propelled torpedo. The simulation results show that the guidance achieves excellent control performance and exhibits insensitivity to initial trajectory parameter over a widen flight envelope.     

纯比例导引律解析解与三维碰撞角约束制导

为提高空地导弹碰撞角约束制导的精度和鲁棒性,增强其对防空系统的突防能力和对目标的打击效果,基于纯比例导引律（pure proportional navigation,PPN）拦截固定目标的解析解,提出了一种新的三维碰撞角约束制导律（three-dimensional PPN-based impact-angle-control guidance law,3D-PPNIACG）。首先,基于PPN拦截固定目标解析解,分析了基于PPN的二维碰撞角约束制导律（two-dimensional PPN-based impact angle constraint guidance law,2D-PPNIACG）的拦截制导性能,包括最大过载、能量消耗与捕获区域。其次,基于2D-PPNIACG和三维拦截制导的垂直分解方法,结合对空间几何关系的深入分析,提出了控制铅垂面内落角和水平面内碰撞角的三维碰撞角约束制导律（3D-PPNIACG）,并对该制导律的实用性和鲁棒性进行了充分讨论。最后通过数值仿真,验证了3D-PPNIACG在碰撞角约束制导中的有效性和鲁棒性。研究和仿真结果表明,所提出的3D-PPNIACG结构简单、易于实现、鲁棒性好,在考虑测量误差、动力学响应延迟等现实因素的情况下,可有效实现水平面内的碰撞角约束制导和铅垂面内的落角约束制导,具有良好的应用前景。     

Proportional Navigation Guidance Law with Variable Coefficient Gravity Compensation

Based upon a discussion on the merits and limitations of proportional navigation (PN) guidance law in which constant gravity compensation is included as a part, a counterpart having varying compensations, which changes with pitching angle and line-of-sight angle, is substituted. Flight trajectory simulation over a submissile model is conducted, resulting in increased impact angle, shorter miss distance, smaller maximum normal overload and narrower terminal angle of attack.     

比例导引法在航天器交会中的应用

研究了航天器的比例导引交会制导规律．基于比例导引法的基本思想和交会时刻的约束条件，推导出脉冲式比例导引规律，这种导引规律较容易实现．仿真结果表明，具有较高的支会精度．     

基于扩展滑动模态控制的末制导律设计

对于三维目标拦截问题，提出了一种新的具有鲁棒性的扩展连续滑动模态末制导律。基于变结构控制理论的方法和零化弹目视线角速率的思想，选择一个合适的滑动区域代替传统变结构滑动模态的设计，同时将目标的机动加速度视为已知的有界扰动。设计得到了具有鲁棒性的三维扩展的连续滑动模态末制导律。该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了扩展的连续滑动模态末制导律在滑动区的可达性和渐近稳定性。该方法简单，易于理解，便于工程应用，数字仿真验证了所提出的制导律更适合拦截大机动目标。     

Advanced optimal guidance law with maneuvering targets

Based on optimal theory, the advanced optimal guidance law （AOGL） is derived for the interception endgame of maneuvering targets in step mode. The guidance system dynamics, target maneuvering dynamics and acceleration, gravity acceleration are considered and their effects are dy- namically cancelled out in guidance law. A four states Kalman filter is designed to estimate the re- quired states for AOGL. Simulation results show the AOGL is less sensitive to errors caused by target maneuvering and guidance system lag, and it needs less missile acceleration in most time of guidance especially at the end of intercept than other guidance laws. Especially its acceleration is zero at the end of intercept when attacking maneuvering target.