落角约束

摘要： 为实现导弹武器在约束条件下精确打靶,对导弹末制导律进行研究。考虑到一般比例制导方法不能满足先进的制导要求,对纯比例导引法进行改进,建立弹-目一体化模型分析末制导阶段角度变化关系,根据相关条件约束等增加控制项,分别设计了具有重力补偿项与具有落角约束的比例制导律;验证了综合脱靶量、法向负载、攻击时间等条件下的制导性能。

摘要： 随着武器系统升级革新,以飞行高度低、RCS小、飞行速度慢为主要特点的对地打击武器逐渐成为现行防空体系的拦截难题。在拦截低小慢目标时,由于多径效应以及复杂低空电磁环境的影响,拦截弹雷达导引头测量精度会大幅度下降,只有当导弹擦地角约束在布儒斯特角附近时,地海杂波反射系数最小,导引头才能正常工作。基于此,设计了一种满足布儒斯特角约束(BAC)的末制导律,对拦截弹需用过载进行分析,设计状态观测器来观测目标加速度,进一步说明布儒斯特角弹道的终止条件,并对其制约因素进行了分析。仿真结果表明,设计的新型末制导律对于多径和杂波影响的主动抑制效果能够满足相关要求,可以保证拦截弹拦截低小慢目标时的末段制导精度在可控范围内。

摘要： 针对高超声速飞行器俯冲段精确打击任务需求,提出了一种能够同时满足落速与落角约束的轨迹规划方法。建立了两段式轨迹规划策略,第一段采用参数化控制剖面调节飞行速度,第二段采用传统偏置比例导引律实现落角控制。将控制剖面的参数设计分解为多参数优化与单参数搜索两个问题:通过离线求解可行初始位置范围最大的多参数优化问题,提高控制剖面对初始偏差的适应性;通过在线求解带罚函数的单参数搜索问题,得到落速偏差最小的俯冲轨迹。结合高超声速飞行器模型,对所提出的俯冲轨迹规划方法进行了仿真。结果表明,该方法能够得到满足落速与落角约束的俯冲轨迹,具有较好的求解效率,且对初始状态偏差具有较强的鲁棒性。

摘要： 为提高电视末制导炮弹对地面目标的命中精度,减小炮弹的落角误差,同时实现以期望落角命中目标,在分析带落角约束滑模制导律特点的基础上,针对RBF(Radial Basis Function)神经网络滑模制导律难以以期望落角命中目标的不足,提出了一种结合均值聚类与RBF神经网络的滑模制导律,使得神经网络在学习过程中能根据炮弹的实时飞行状态不断调整聚类中心,使中心值始终是目前飞行状态下的最优解,实现制导律的优化.对静目标与动目标算例的数值仿真表明:相比带落角约束的滑模控制,RBF神经网络滑模控制、均值聚类RBF神经网络滑模控制由于均值聚类的加入,求得的切换项增益能使炮弹以期望落角命中目标,且具有较强的鲁棒性.

摘要： 针对全捷联空地导弹视场小、过载能力有限,对攻击目标具有一定角度约束的问题,提出了一种分段制导方案.该方案将攻击弹道分为滑翔段、落角约束段、截获调整段、末制导段和盲区段.滑翔段增加射程,落角约束段提前实现终端落角可控,截获调整段调整弹体姿态,使目标进入导引头视场区域内,为导引头截获目标创造条件,末制导段采用比例导引、姿态追踪的复合制导策略,以同时满足视场约束和精确打击要求.仿真结果表明,采用该弹道分段规划方案可以解决多约束下全捷联空地导弹攻击地面时敏目标的工程化应用问题.

摘要： 由于独特的气动外形特点和结构布局,高空巡航导弹的雷达框架角处在一定范围内时天线罩将会出现反射波屏蔽问题,造成制导盲区.为此,本文提出了一种闭环目标估计-开环预测-闭环再修正的综合制导策略.根据制导距离与盲区时间长短的关系确定最佳制导距离.在进入框架角盲区之前,采用非线性最小二乘法对目标运动状态进行估计,获得目标运动的速度和初始位置信息;进入盲区后,通过估计结果对目标位置进行预测,利用目标预测位置解算出弹目信息带入制导律进行开环制导;飞离盲区后继续采用真实弹目信息进行闭环制导.数学仿真结果显示了所提策略的有效性和优越性.

摘要： 针对中远程地空导弹对抗超低空目标的弹道设计问题,提出了一种带落角约束的中远程地空导弹高抛弹道优化设计方法.综合考虑高抛特性和末端约束特性,选取四次多项式方程作为高抛弹道设计模型,以能量效率最优为目标,在末端落角约束和高度限制约束下,建立高抛弹道优化设计模型,采用滚动优化求解方法对弹道优化模型的弹道系数进行求解.仿真结果表明,该方法能有效解决高抛弹道的优化设计问题.

摘要： 为提升直升机机载反坦克导弹的落角和精度,根据弹目相对运动和碰撞三角形关系,给出导弹落角与弹目相对速度关系,进而推导出基于落角约束的变增益偏置比例导引律的关系式.通过与弹道成型制导律和分段变增益比例导引律对比,此导引律具有较高的制导精度,同时过载变化和控制能量消耗均较小.对此导引律研究表明,可以满足不同仿真条件并具有较高的落角精度,并随着落角约束增大,导弹过载和控制能量消耗变化加剧.最后进一步探讨此导引律的各项系数对弹道的影响,对偏置项和弹目视线角速率的变化分析表明,对于制导指令最初偏置项起主导作用,此时弹道爬升,后续切换为比例项,在完成落角约束同时也保证弹道的收敛.

摘要： 为实现导弹以一定落角攻击装甲车辆等地面移动目标,应用变结构控制理论,推导基于偏置比例导引的落角约束滑模制导律,并基于李雅普诺夫稳定性理论设计了参数自适应的幂次趋近律.考虑目标速度难以测量的问题,引入扩张状态观测器(extended states observer,ESO)对目标速度进行估计.仿真结果表明,所设计的制导律能够以要求的落角准确打击静止目标与机动目标,且需用法向过载和命中点附近的法向过载较小,弹道后段较为平直.

摘要： 针对飞行器带落角约束到达目标点的需求,根据飞行器和目标点的实时运动位置,提出了一种虚拟实时目标位置的生成算法,并给出了虚拟纵向和航向导引信号的计算方法.经仿真验证,该算法可以实现既定的落角需求,并且具备足够的精度.同传统的比例导引方法相比,本算法改善了飞行器轨迹平直且落角随机的缺点,具有工程实用性.

摘要： 将弹头—目标相对运动关系分解为纵向平面内和侧向平面内的相对运动关系，对非自旋弹头的制导问题进行了研究。为了保证弹头打击目标时的脱靶量和末端落角同时满足要求，提出了一种带落角约束的扩展比例导引律。根据Lyapunov稳定性理论，分别设计了纵向平面和侧向平面的扩展比例导引律，能够同时满足脱靶量指标和末端落角要求。针对非自旋弹头打击固定目标和运动目标进行了仿真分析。仿真结果表明：无论打击固定目标还是运动目标，所设计的带落角约束的扩展比例导引律都能保证非自旋弹头命中目标时的脱靶量和末端落角同时满足要求。

摘要： 针对电视制导无人攻击机对地面运动目标进行攻击的问题，提出了一种带落角约束的自适应滑模变结构末制导律。该制导律通过引入基于弹目视线角速度的反馈、弹目视线角与期望落角之差的反馈及变结构项实施控制;通过RBF神经网络实时调整三者的比例关系，可以满足制导精度和落角的双重要求。仿真实验结果表明，该制导律对地面运动目标的速率变化具有较强的鲁棒性，对无人攻击机的作战使用具有指导意义。

摘要： 一些导弹由于受到体积和重量的限制,末端寻的器不具有跟踪目标的随动能力,而只具有测量功能,因此,要求导弹在最末段必须保证弹轴基本对准目标.考虑到这个硬约束和特殊的落角约束条件,本文通过引入非线性反馈的思想和虚拟平面的设计,合理有效地解决了这种特殊中制导与交接班,保证了信号的平滑.数学仿真结果验证了本方法的有效性.

摘要： 为了提高反舰导弹的突防能力，有效规避敌方舰空导弹的拦截，并且实现反舰导弹按预定方向精确打击目标的战术要求，本文从便于工程实现的角度出发，基于弹目之间的相对运动模型，应用有限时间稳定性理论，设计了一种能够控制攻击角度的有限时间收敛导引律。然后，提出一种新的实现反舰导弹规避机动的思想：即通过控制弹目之间的视线角，使其跟踪不断变换的期望攻击角度，来引起视线角速率的不断变化，从而引起反舰导弹弹道的不断变化。文章所提思想其优势在于，导弹能够在捕获并跟踪目标的同时，实现导弹自身的规避机动，而且还能够按预定方向精确打击目标，设计方法简单实用，利于工程实现。仿真结果验证了方法的正确性和有效性。

摘要： 为了提高反舰导弹的突防能力，有效规避敌方舰空导弹的拦截，并且实现反舰导弹按预定方向精确打击目标的战术要求，本文从便于工程实现的角度出发，基于弹目之间的相对运动模型，应用有限时间稳定性理论，设计了一种能够控制攻击角度的有限时间收敛导引律。然后，提出一种新的实现反舰导弹规避机动的思想：即通过控制弹目之间的视线角，使其跟踪不断变换的期望攻击角度，来引起视线角速率的不断变化，从而引起反舰导弹弹道的不断变化。文章所提思想其优势在于，导弹能够在捕获并跟踪目标的同时，实现导弹自身的规避机动，而且还能够按预定方向精确打击目标，设计方法简单实用，利于工程实现。仿真结果验证了方法的正确性和有效性。

摘要： 为了提高反舰导弹的突防能力，有效规避敌方舰空导弹的拦截，并且实现反舰导弹按预定方向精确打击目标的战术要求，本文从便于工程实现的角度出发，基于弹目之间的相对运动模型，应用有限时间稳定性理论，设计了一种能够控制攻击角度的有限时间收敛导引律。然后，提出一种新的实现反舰导弹规避机动的思想：即通过控制弹目之间的视线角，使其跟踪不断变换的期望攻击角度，来引起视线角速率的不断变化，从而引起反舰导弹弹道的不断变化。文章所提思想其优势在于，导弹能够在捕获并跟踪目标的同时，实现导弹自身的规避机动，而且还能够按预定方向精确打击目标，设计方法简单实用，利于工程实现。仿真结果验证了方法的正确性和有效性。

摘要： 为了提高反舰导弹的突防能力，有效规避敌方舰空导弹的拦截，并且实现反舰导弹按预定方向精确打击目标的战术要求，本文从便于工程实现的角度出发，基于弹目之间的相对运动模型，应用有限时间稳定性理论，设计了一种能够控制攻击角度的有限时间收敛导引律。然后，提出一种新的实现反舰导弹规避机动的思想：即通过控制弹目之间的视线角，使其跟踪不断变换的期望攻击角度，来引起视线角速率的不断变化，从而引起反舰导弹弹道的不断变化。文章所提思想其优势在于，导弹能够在捕获并跟踪目标的同时，实现导弹自身的规避机动，而且还能够按预定方向精确打击目标，设计方法简单实用，利于工程实现。仿真结果验证了方法的正确性和有效性。

摘要： 本发明涉及一种精确制导技术，特别涉及一种带落角约束与过载约束的制导方法，属于机械工程的导弹制导技术领域。本发明包括：步骤一：建立落角预测模型；步骤二：建立过载约束模型；步骤三：通过落角预测模型，寻找满足命中角度的初值；步骤四：使用过载约束模型，确定转比距离；步骤五：找出既满足落角约束又满足过载约束的初值，达到初值后即开启比例导引法进行制导。该制导方法可以满足终端约束的落角要求，制导指令简单，有较强工程实用性。

摘要： 本申请涉及变系数的带落角约束制导方法、装置和飞行器，该方法包括：获取变系数的带落角约束制导律；根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律；利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。大幅提高了滑翔飞行器远距离飞行性能。

摘要： 本发明公开了一种实现落角约束的飞行器制导系统和方法，该系统可以首先可以通过输入期望落角和目标距离坐标，设定飞行器的发射角；通过弹目视线角测量模块在飞行器启控后实时测量飞行器的弹目视线角，并将测得的弹目视线角实时传输至制导律解算模块；所述制导律解算模块在飞行器启控后根据测量得到的弹目视线角实时解算制导律，并将解算出的制导律信息实时传输至执行模块；所述执行模块可按解算出的制导律信息控制飞行器运动，进而完成本发明实现飞行器的落角约束。

摘要： 本发明涉及一种带落角约束的扩展比例导引方法，步骤一，建立弹目相对运动简化模型，根据弹目相对运动简化模型获得弹目相对运动关系；步骤二、根据弹目相对运动关系，确定导引方程；步骤三、根据导引方程和落角约束，确定扩展比例导引律，实现带落角约束的扩展比例导引。本发明在经典比例导引上对导弹的加速度、重力的影响及目标机动的影响进行补偿，经补偿后，导弹接近目标时，弹道平直，需用过载趋近于零，从而减小脱靶量，满足拦截大机动目标的要求。

摘要： 一种带落角约束的微分对策反拦截机动突防/精确打击导引方法，它包括以下三个步骤：一、三体微分对策模型建模；包括交战三方的动力学模型、交战三方线性化交战模型、三体微分对策模型；二、对原三体微分对策模型进行降维处理得到新三体微分对策模型；三、基于最优控制理论求解新三体微分对策模型，得到导弹的最优控制律；通过上述步骤即得到带落角约束的微分对策反拦截机动突防/精确打击导引方法；本发明具有十分简洁的表达式，且其各项的物理意义清晰明确；其突防脱靶量大，落点精度高，同时能够满足落角约束。

摘要： 本发明涉及一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，属于制导飞行器技术领域。本发明的目的是提出一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，该方法根据惯导测量的弹体位置、速度、姿态信息等，处理得到中制导和末制导所需的制导信息；以及中制导和末制导交接策略，以及中制导和末制导过载指令；以保证飞行器在中制导段飞行更远，在末制导段形成大落角，同时能够精确打击目标。

摘要： 本发明涉及一种精确制导技术，特别涉及一种带落角约束与过载约束的制导方法，属于机械工程的导弹制导技术领域。本发明包括：步骤一：建立落角预测模型；步骤二：建立过载约束模型；步骤三：通过落角预测模型，寻找满足命中角度的初值；步骤四：使用过载约束模型，确定转比距离；步骤五：找出既满足落角约束又满足过载约束的初值，达到初值后即开启比例导引法进行制导。该制导方法可以满足终端约束的落角要求，制导指令简单，有较强工程实用性。

摘要： 本发明公开了一种带落角约束的增程飞行器制导控制方法，该方法中，在中制导段，通过控制俯仰舵机打舵工作，提高飞行器的攻角来使其能够滑翔的更远，在进入到末制导段时，通过设置基于滑模面的制导律，在给定期望落角的情况下，实时解算飞行器的需用过载，并据此控制飞行器飞行，最终在曾加飞行器射程的情况下控制其按照期望落角降落并命中目标。

摘要： 本申请涉及变系数的带落角约束制导方法、装置和飞行器，该方法包括：获取变系数的带落角约束制导律；根据法向导引系数、侧向导引系数和落角约束项系数，获取基于维托辛斯基函数的参数r选取条件；获取滑翔飞行器的实时高度差并根据参数r选取条件，分别求解关于位置变参数调节系数的维托辛斯基函数以及关于落角变参数调节系数的维托辛斯基函数；利用计算得到的位置变参数调节系数和落角变参数调节系数的值，生成解算后的变系数的带落角约束制导律；利用解算后的变系数的带落角约束制导律生成制导指令；制导指令用于指示滑翔飞行器的飞行制导。大幅提高了滑翔飞行器远距离飞行性能。

摘要： 本发明公开了一种实现落角约束的飞行器制导系统和方法，该系统可以首先可以通过输入期望落角和目标距离坐标，设定飞行器的发射角；通过弹目视线角测量模块在飞行器启控后实时测量飞行器的弹目视线角，并将测得的弹目视线角实时传输至制导律解算模块；所述制导律解算模块在飞行器启控后根据测量得到的弹目视线角实时解算制导律，并将解算出的制导律信息实时传输至执行模块；所述执行模块可按解算出的制导律信息控制飞行器运动，进而完成本发明实现飞行器的落角约束。