具有终端位置和角度约束的广义弹道成型制导律

针对导弹终端位置和角度约束制导问题,提出了基于剩余飞行时间控制权函数,采用Schwartz不等式推导了最优制导律,并在小角假设基础上将其表述为便于工程实现的广义弹道成型制导律.分别利用Schwartz不等式和伴随函数法研究了无动力学滞后系统的量纲一制导指令和一阶动力学滞后系统的量纲一位置与角度脱靶量特性.最后,给出了包含可用过载限制的制导阶次设计方法.结果表明,该最优制导律不但能同时满足终端位置和角度需求,而且通过设计合理的制导阶次可减小末端需用过载,间接控制终端攻角.

目标机动对扩展弹道成型制导系统脱靶量影响分析

构造了基于剩余飞行时间指数函数的扩展目标罚函数,给出了对常值机动目标最优的扩展弹道成型制导律簇。利用无量纲化方法和伴随技术,研究了含有一阶动力学滞后的制导系统在目标常值机动、随机机动和终端落角约束作用下的无量纲位置和角度脱靶量随无量纲末导时间变化特性。采用直接法对伴随法仿真结果进行了验证。研究结果表明,当末导时间分别为制导系统动力学滞后时间常数的15倍、20倍左右时,落角约束和目标常值机动引起的位置和角度脱靶量均趋近于零;随着指数n的增大,导航系数也越大,无量纲位置和角度脱靶量振荡加剧,收敛时间也加长。目标随机机动引起的位置和角度脱靶量随着末导时间的增大维持在某个稳定的值,并不趋近于零,而且指数n越大,其脱靶量的稳定值也越大。

包含弹体动力学的终端角约束弹道成型制导律

针对侵彻型导弹弹道终端对命中位置和入射角度提出严格约束的制导问题,引入弹体动力学环节,采用Schwartz不等式方法推导了最优制导律.在小角假设基础上,将其表述为便于工程实现的包含弹体动力学的终端角约束弹道成型制导律.分别利用Schwartz不等式和伴随函数法研究了制导律量纲一化制导指令解析解、位置脱靶量及角度偏差特性.结果表明,该制导律不但能同时满足终端位置和角度约束,而且可确保终端过载指令归零,从而为侵彻型制导武器末端攻角控制提供了一种可行的制导策略.

扩展弹道成型制导系统脱靶量特性分析

通过将导弹剩余飞行时间的幂函数引入到目标函数中,实现了对经典弹道成型制导律的扩展。针对扩展弹道成型制导系统,将导引头和驾驶仪动力学简化成一阶形式,分别引入导引头角速度零位误差、角度零位误差、导引头角噪声以及目标闪烁噪声,利用无量纲化技术和伴随函数法,给出了制导系统无量纲位置脱靶量和角度脱靶量伴随模型。仿真结果表明,为了消除导引头角速度零位误差对脱靶量的影响,要求制导系统具有较长的末导时间和较大的指数n;当末导时间达到系统总滞后时间常数的15倍左右时,导引头角度零位误差引起的位置脱靶量收敛到零附近,角度脱靶量收敛到与角度零位误差大小相等、方向相反的稳态值;随着末导时间的增大,导引头角噪声及目标闪烁噪声引起的位置和角度脱靶量均趋向于不为零的稳态值,指数n越大,脱靶量越大。最后分析指出,制导动力学越慢,角噪声引起的脱靶量稳态值越大;滤波器频带越宽,闪烁噪声引起的脱靶量越大。

扩展弹道成型末制导律特性分析与应用研究

基于剩余飞行时间的指数函数构建了扩展的权函数和目标函数,引入常值机动目标,利用最优控制理论,扩展得到最优弹道成型制导律簇。针对无制导动力学滞后的制导系统,利用施瓦茨不等式,求解得到了在初始位置误差、方向误差、目标常值机动及终端落角约束作用下的制导律加速度指令解析解。分析指出,当罚函数中剩余飞行时间的指数大于0时,加速度指令在弹道末端趋近于0.利用无量纲化方法和伴随法,研究了含有一阶动力学滞后的制导系统在初始方向误差和终端落角约束作用下的无量纲位置和角度脱靶量特性。结果表明:当末导时间为制导系统动力学滞后时间常数的15倍左右时,落角约束、初始方向误差引起的位置和角度脱靶量均趋近于0;且初始方向误差角和终端落角方向相反时的位置和角度脱靶量要小于二者同号时的情况。

一类扩展的弹道成型制导律

以导弹剩余飞行时间的幂函数为基础构建扩展的目标罚函数,利用Schwartz不等式,推导得到扩展的带落点和落角约束的最优制导律簇,给出了两类衍生形式的扩展弹道成型制导律簇.在终端落角约束下,针对罚函数的不同指数n、制导动力学阶数以及不同的导引头和驾驶动力学权状态,研究了第一类衍生形式弹道成型的量纲一加速度、位置、角度脱靶量特性.研究结果表明,末导时间达到制导动力学滞后时间常数的15倍左右时,量纲一位置和角度脱靶量均收敛到0附近;指数n越大,位置和角度脱靶量振荡越厉害;动力学阶数越高,位置脱靶量振荡越厉害.最后指出,提高导引头响应速度比提高驾驶仪响应速度能更有效地降低系统位置和角度脱靶量.

考虑一阶驾驶仪动力学的扩展弹道成型制导系统解析研究

构造了基于time-to-go的负n次幂函数的扩展目标函数,推广得到不考虑驾驶仪动力学的扩展弹道成型制导律。将一阶驾驶仪动力学引入到扩展弹道成型制导系统中,得到三阶线性时变齐次微分方程,利用幂级数解法,求解得到闭环制导系统的位置、速度、加速度解析表达式;根据终端时刻的位置和速度解析结果,得到由一阶驾驶仪动力学引起的脱靶量和终端角度误差解析表达式。利用伴随法对解析脱靶量和终端角度误差的解析结果进行了仿真验证。仿真和解析研究结果表明,当制导时间大于驾驶仪时间常数的15倍以上时,由初始方向误差和终端落角约束引起的脱靶量、终端角度误差都基本收敛到零。

基于理想视线的弹道成型最优导引律

寻的导弹在追踪目标的过程中,常遇到由于背景过于复杂而锁定目标失败的情况,例如在导弹下视攻击低空目标时,强地面背景和地杂波干扰常常导致导弹无法正常截获或跟踪目标。提出一种以理想视线为控制目标的建模方法,并在约束终端弹目相对运动方向和弹道过载的基础上,设计了一种弹道成型最优导引律。该导引律并不直接控制终端相对速度矢量,只在所设定的理想视线的垂直方向上进行控制,从而导引律形式更简单,扩展性更强。通过数字仿真表明,所设计的导引律能够较好地实现末端弹道成型要求,并且过载分配更为合理,可有效减小地面背景和地杂波干扰对导引头截获跟踪的影响。

便携式反坦克导弹弹道成型制导律设计

针对飞行速度快速时变的便携式反坦克导弹制导控制问题,应用最优控制原理,提出了一种考虑导弹速度快速变化的改进弹道成型制导律。采用超前滞后环节进行时变过载自动驾驶仪设计;基于最优控制理论推导了广义弹道成型制导律和扩展弹道成型制导律,针对便携式导弹速度快速时变的特性,设计了包含时变速度信息的弹道成型制导律,并结合工程实际讨论了参数选择方法;最后进行了仿真对比和验证。仿真结果表明,该文提出的包含时变速度信息的弹道成型制导律能够满足武器系统的近距击顶作战需求,同时能够满足导弹系统的着角、攻角、框架角、过载等约束。

带多约束条件的弹道成型中制导律设计

实际工程中,低成本导航系统的性能特点决定其不能在全姿态下工作,当空地导弹高空发射打击近程目标时,广义弹道成型中制导律(GTSGL)会导致下滑段弹体俯仰姿态角超出陀螺的测量范围。针对这一问题,文中在GTSGL的基础上通过增加姿态角约束修正项提出了带多约束条件的弹道成型中制导律。仿真表明,所提中制导律在满足中制导末端位置和角度约束的同时能够有效的限制弹体俯仰姿态角,在工程约束条件下具有更理想的中制导性能。

基于虚拟导引的空空导弹程控弹道设计技术

针对采用弹道成型技术的空空导弹,在程控弹研制阶段验证导弹射程的程控弹道设计,常规的弹道设计方法不能满足实际需要,提出了引入虚拟目标结合扩展比例导引律,实现自动形成控制指令的虚拟导引程控弹道设计,极大地减少了弹道指令拟合的繁琐工作,而且能够准确实现试验目的;该方法在实际工程应用中也得到了验证,在空空导弹研制过程中,具有很强的普适性,可在工程研制过程中广泛使用。

制导炸弹大落角攻击弹道度研究

针对制导炸弹垂直打击的要求,设计了两种可实现大落角攻击的制导方案;通过对采用带重力补偿比例导引及带重力补偿弹道成型制导律的两种制导方案进行仿真研究,检验两种制导方案的垂直打击制导效果;仿真结果表明:当制导炸弹攻击静止目标时,采用带重力补偿弹道成型制导律可实现对目标垂直打击,满足落角要求。

几种增大空地导弹落角的制导方式比较

为提高对加固掩体、地下指挥控制中心等硬目标的毁伤效果,新型空地导弹需要使用较大的落角攻击目标。文中首先对两种可实现大落角攻击的制导方式——过重补比例导引和Zarchan弹道成型制导律进行了仿真分析,并提出了"Zarchan弹道+比例导引"组合制导方式,仿真分析表明,该组合制导方式可实现接近90°的末端落角,比较适合于防区外发射空地导弹和高空投放的制导炸弹。

侵彻制导武器终端多约束最优制导律

针对侵彻型制导武器终端多约束制导问题,建立包含一阶弹体动力学的多约束制导模型,采用最优控制方法推导终端多约束制导问题的通解。根据终端约束与罚函数的关系,求解了实际工程中关心的3种最优制导律,并结合当前主流制导控制体制,在小角假设下,将其表述为便于工程实现的形式,即包含弹体动力学的最优比例导引制导律、弹道成型最优制导律和终端多约束最优制导律。理论分析和典型末制导条件仿真表明,后2种制导律可为侵彻制导武器终端位置与角度双约束以及位置、角度与加速度多约束制导问题提供理论基础和工程应用参考。

一种适用于红外制导弹药的偏置比例导引律

针对弹道成型制导律不适用于红外制导弹药的落角约束,提出了一种无需剩余飞行时间信息的偏置比例导引律。根据建立的弹目相对运动几何模型和碰撞三角形,推导出了期望落角与需用偏置积分量之间的函数关系;求出了偏置比例导引无量纲弹道闭环解与稳定域,并分析了不同因素对偏置比例导引律制导性能的影响;最后对比研究了偏置比例导引制导律与弹道成型的性能。仿真结果表明,偏置比例导引律在落角精度、制导精度与最大需用过载这些关键制导性能指标方面接近于弹道成型制导律,适用于红外制导弹药对地面运动装甲目标的落角约束问题。

基于弹道成型制导末段剩余飞行时间估算

空地导弹采用具有角度约束的弹道成型制导律攻击目标时,制导需要包含剩余飞行时间信息。针对传统的剩余飞行时间的估计算法精度不高问题,结合空地导弹采用弹道成型制导末段弹道的飞行特性,对剩余飞行时间的算法进行优化。同时,分析了在空地导弹常用制导方式下,估计算法的工程实现,仿真验证优化算法具有较高的精度及工程应用性。

一种增大空地导弹落角的新制导律

为发挥空地导弹侵彻战斗部的威力,提高目标毁伤效果,引入了一种新制导律"弹道成型"制导律,对导弹的末端落角进行约束。通过与比例导引和过重力补偿比例导引进行对比,建立数学模型,进行数字仿真,分析了新制导律在增大导弹落角方面的优点。仿真结果表明,在较低的平飞弹道约束条件下及过载要求范围内,"弹道成型"制导律能以期望的落角命中固定或机动的目标,具有较大的工程实际应用价值。

滚装船内受非完整约束的自主车自动泊车

针对大型汽车滚装船装载时,船上部分环境未知情况下的非完整自主车自动泊车问题,基于人工协调场和弹道成型制导律,提出了运动规划与控制同时执行的自动泊车方法.考虑车辆的几何形状,应用力的平移原理,提出一种斥力、协调力的计算方法.由于受到的非完整约束,在设计底层控制方式时将合力主矢映射为当前行进方向上的速度标量,主矩映射为角速度标量.结合船内空间小,易形成狭窄通道的特点,分析了当自主车单侧有短的障碍物、长障碍物和双侧有长障碍物等不同形状大小障碍物对车运行平稳性的影响.仿真实验结果验证了该方法在复杂环境下行为决策的准确性和鲁棒性,实现了自主车安全避障和位姿控制.

带约束碰撞角的顺/逆轨制导律设计

针对逆轨、顺轨拦截模式,提出了带末端约束碰撞角的ACPN(Angle Control Proportional Navigation)、ACRPN(Angle Control Retro-Proportional Navigation)2种轨迹成型制导律.将线性的比例制导(PN)/负比例制导(RPN)作为标称指令,将碰撞角约束作为反馈指令,以相对加速度建立微分方程,得到了ACPN、ACRPN制导律.ACPN使用正比例系数,逆轨拦截目标;ACRPN使用负比例系数,顺轨拦截目标.与现有的研究结果进行仿真对比:ACPN具有耗费控制力少、末加速度小的优势;ACRPN的控制力、脱靶量、碰撞角误差较逆轨拦截优势明显.此外,分析了拦截高速目标的捕获区域.结果表明,ACPN比偏置比例导引的捕获区域大.当拦截弹的航迹角小于π/2+λi时(λi为初始视线角),宜采用ACPN(逆轨模式)拦截目标,拦截弹的航迹角大于等于π/2+λi时,宜采用ACRPN(顺轨模式)拦截目标.

带有饱和输入和转弯半径限制的Dubins’Car位姿镇定

针对具有饱和输入和最小转弯半径约束的Dubins’Car,提出一种非线性系统连续位姿镇定方法。通过建立人工吸引协调场,用变论域自适应模糊控制在线调整协调因子,调节系统的线速度。由弹道成型制导律推导出角速度控制律,获取能量最省的收敛轨迹。考虑了实际系统的输入饱和限制和最小转弯半径约束。扩展后的控制律可实现平面内满足最小转弯半径约束的任意点-点镇定。确保系统的指数稳定性,位姿指数收敛到期望值。仿真结果表明具有较高的位姿镇定精度。