考虑动力学滞后的最优比例导引律研究

建立具有一阶动力学滞后的制导系统模型,利用最优控制理论,推导了考虑一阶制导动力学滞后的最优制导律。与经典的比例导引、增强型比例导引进行了对比研究,研究结果表明,这种最优制导律能有效降低弹道末端对加速度的要求,减少制导系统对末导时间的要求,同时也能有效降低动力学滞后对制导系统脱靶量的影响。

导引头动力学滞后下带落角约束的最优制导律

为提高制导炮弹的打击能力与打击效果,在最优制导律的基础上加入落角约束,同时考虑由导引头引起的动力学滞后。为了加强毁伤效果,一般为大角度约束,所以本文在推导带落角的最优制导律过程中关于俯仰角和弹目连线视线角的三角与反三角函数均采用不近似原则。通过研究发现对于一定的初始弹道角,有效的制导距离是有界的。为提高制导炮弹的制导自由度与初始状态的灵活度,通过改变导航系数增大制导距离。仿真结果表明,通过改变导航系数可以增大制导炮弹的制导范围,通过调节滞后时间可以很好提高制导炮弹的制导精度。

考虑导引头耦合作用的带落角约束制导律设计

针对制导火箭弹弹体与导引头之间的动力学耦合等问题,提出了一种带落角约束的制导律设计方法。首先,考虑到飞行过程中导引头和弹体之间的耦合作用,建立了方位俯仰捷联式导引头的二自由度数学模型以及制导火箭弹的六自由度数学模型,然后,考虑到实际工程应用中导引头与弹体之间的动力学耦合因素,将导引头框架偏转角作为制导信息,设计了一种带落角约束的制导律,实现最大毁伤效果。最后,通过仿真分析验证了所设计的带落角约束制导律能够在保证落角精度的同时降低脱靶量。

基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化

针对远程精确制导炮弹弹道优化问题,给出了一种基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化方法。以制导炮弹飞行时间为性能指标,考虑一阶动力学滞后,引入虚拟控制量,并将其作为优化变量,为保证攻击效果,对滑翔末端弹道倾角和速度值进行了约束,建立了纵向平面内弹道优化模型。利用Gauss伪谱法对状态量和控制量进行了离散,将最优控制问题转换为非线性规划问题,并利用序列二次规划法对其进行了求解,最后将求解结果与传统的直接打靶法进行了对比。结果表明,该方法具有较高的优化效率,能够快速计算出满足各种约束的滑翔弹道,具有在线优化的潜力。

抗目标大机动的制导指令校正算法研究

针对寻的末制导中对抗大机动目标的情况,同时考虑导弹制导系统动力学及重力影响,提出了一种新的制导算法,即在制导回路中加入指令校正环节。该制导算法通过引入校正环节,并在制导律中引入导弹加速度,可以弥补弹体动态响应引起的延迟,减小脱靶量,在一定程度上提升系统快速性,提高制导控制系统对抗目标大机动的能力。

大跨域条件下的自适应滚转稳定容错控制方法

制导弹药在执行大跨域飞行任务时,其滚转扰动系数随速度、高度和攻角高频大幅值非线性变化,对制导弹药滚转通道稳定性造成了恶劣的影响。此外,时间滞后与控制失效等执行机构动力学特性进一步增加了滚转通道稳定性的控制难度。针对上述问题,设计了一种强鲁棒性的自适应滚转稳定容错控制方法。首先,在考虑执行机构失效动力学特性条件下建立了制导弹药滚转通道的数学模型,将系统不确定性和扰动项视为外部扰动,设计一种基于自适应滑模控制理论的强鲁棒滚转稳定控制方法,以补偿非线性变化项及执行机构失效。在此基础上,进一步考虑了执行机构动力学滞后特性,利用反步法设计了一种考虑执行机构动力学的控制方法,以补偿执行机构动力学滞后特性,提高弹体的响应速度。仿真结果表明所设计控制方法对气动扰动有较强鲁棒性以及在故障处理方面的优势。