一种新的扩展比例制导律设计与仿真

基于制导末段需用过载为零的要求,在比例制导律(PN)的基础上引入重力补偿、导弹纵向加速度补偿以及目标加速度补偿,设计了一种新的扩展比例制导律(APN)。数字仿真表明,与PN相比,APN需用过载较小(弹道更为平直),拦截时间较短,对大机动目标具有较小的脱靶量。

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。

拦截高速机动目标三维联合比例制导律设计

针对高速机动目标,提出了三维联合比例制导律.该制导律通过时变导航比将顺、逆轨拦截优势相结合,由2个平面制导律合成三维制导律后,可实现顺顺轨、逆逆轨和顺逆轨结合3种拦截模式,极大地扩展了经典比例制导律捕获区域.在二维条件下,根据目标加速度推导了视线角速率的解析式,设计了时变导航比.将二维联合比例制导律扩展到三维,修正了之前算法中俯仰平面的拦截弹路径倾角与速度计算误差,并给出了目标加速度背离拦截弹的机动模型.仿真结果表明:对于高速机动目标,联合比例制导律捕获区域更大,且较经典比例制导律和负比例制导律脱靶量更低、较增广比例制导律控制力更小.

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。

引入参考目标的比例导引制导律研究

针对打击隐蔽目标的精确制导问题,利用导引头探测在真实目标周边的参考目标的制导信息以完成比例导引制导。建立了导弹、真实目标和参考目标之间的相对运动关系,推导了引入参考目标的比例导引制导律,并通过弹道仿真论证了制导律在工程应用中的可行性。研究结果表明,该制导律能够将参考目标信息引入算法并获取导弹相对真实目标的制导信息,制导精度较惯导更高,并且通过弹道设计可以降低制导律对需用过载、导引头框架角和跟踪角速度等指标的要求。

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.

基于扩展比例导引律的制导模型

针对常用比例导弹导引律制导命中率低的问题,分析了比例导引律、偏置比例导引律、修正比例导引律的制导性能,提出了一种基于扩展比例导引律的制导模型,经仿真表明,该导引律具有目标垂直和水平机动跟踪能力,提升了反导作战的机动能力和效率。

一种实现垂直攻击的导弹末制导律研究

为了使导弹的战斗部能够发挥最大的效能或使导弹能够实现对特殊目标的打击,研究了一种纵向制导律.此制导律能够对落角进行约束,从而使导弹实现对目标的垂直攻击.对传统比例制导律进行了改进,在充分发挥导弹机动能力的条件下,设计了一种既能够击中目标,又能够满足对落角要求的轨迹预测比例制导律.最后通过仿真,验证了此制导律在对目标实现垂直攻击中的可行性.

机动高速目标的全向拦截制导律研究

针对机动高速目标拦截制导问题,建立了全向拦截机动高速目标的相对运动方程,推导并设计了能同时进行顺轨和逆轨拦截的全向真比例(OTPN)制导律,无需对目标加速度的估计和增加修正项即可满足对机动目标的拦截制导,能有效避免目标机动参数估计误差对制导精度的影响。数值仿真结果验证了OTPN拦截制导律可有效拦截机动高速目标,同等初始条件下,OTPN在捕获范围、弹道特性、过载变化、总控制量等拦截参数上均优于传统的经典比例、负比例及其扩展制导方案。

PN制导律多模型自适应辨识滤波方法

针对导弹主动防御应用中拦截导弹制导行为辨识问题,提出一种比例导引(PN)制导律多模型辨识滤波方法,对拦截导弹加速度和制导律导航常数进行辨识。采用非线性可观性理论对制导模型的可观性进行了分析。得出在拦截导弹使用PN制导律时,制导模型可观的充要条件。与以往工作相比,该方法考虑了拦截导弹末制导初期由于瞄准误差校正而引起的控制器饱和现象,在拦截导弹执行器处于饱和或退出饱和阶段都能精确对制导律进行辨识。另外,以往工作假定PN制导律常数已知,该方法将PN制导律常数当做制导模型的一个状态进行估计。仿真结果校验了所提方法的性能。

基于快速一致性理论的多导弹协同制导

针对多枚导弹协同攻击时需提前装定协同时间和剩余飞行时间的问题,通过二阶连续时间多智能体系统一致性理论,利用两段式制导实现了一种多弹一致的协同制导策略,该方法不需要提前装定协同时间和剩余飞行时间信息,避免剩余飞行时间估计误差对协同时间和制导精度的影响。同时为了加快状态趋于一致的速度,设计了一种快速一致性算法,给出了系统的最大允许延迟。将快速一致性算法应用到协同制导中,与标准一致性算法的仿真对比,快速一致性算法下的各导弹状态趋于一致的时间缩短,弹间需要通讯的时间减少,使各导弹更快进入末制导段。

基于预测碰撞点的剩余飞行时间估计方法

分别针对顺轨与逆轨拦截飞行轨迹的特点,设计了相应的剩余飞行时间(TGO)估计方法。该方法通过对弹目碰撞点的预测,降低了发射条件差异对TGO估计精度的影响。首先对线性比例导引运动方程进行变形,得到拦截弹飞行轨迹关于弹目距离的一阶微分方程,基于预测碰撞点,对不同初始发射角造成的积分结果误差进行修正,得出了2种拦截模式下的TGO解析表达式。通过与3种现有估计方法对比分析,验证了提出方法的实时性和估计精度,且能够优化制导性能。