导引律

摘要： 研究了输入饱和影响下的无人两栖平台路径跟踪控制问题,提出了一种基于观测器的抗饱和反步控制方法。该方法将实际控制输入分解为不受限的理想控制输入与执行机构无法响应的控制输入两部分,后者可视为等效干扰并与真实外界干扰合并应用干扰观测器进行估计和补偿。针对具有理想控制输入的非完全对称无人两栖平台模型,基于line-of-sight (LOS)导引律及反步控制理论设计了抗饱和控制器,Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的所有信号一致最终有界。数值仿真结果表明:所设计的控制器能有效地削弱输入饱和对系统造成的影响,实现对预定路径的稳定跟踪。

摘要： 通过鱼雷与目标舰船运动关系推导了鱼雷与目标舰船视线角变化的状态方程,设定控制量,采用变结构控制方法对控制量进行设计,使得鱼雷与目标舰船连线同目标航向夹角控制在45°,由此达到鱼雷垂直命中目标的目的,通过李雅普洛夫稳定性理论证明了控制器的稳定性。仿真分析表明:在本文设计的变结构拦截导引律作用下,鱼雷与目标舰船视线与目标航向夹角稳定趋于45°角,鱼雷以垂直方式精确命中目标舰船。

摘要： 针对导弹拦截机动目标有限时间约束问题,在末端制导阶段,考虑自动驾驶仪动态延迟特性建立弹目拦截系统数学模型,对于传统终端滑模导引律存在的奇异问题导致的导弹制导稳定性差等问题,提出了基于改进的扩张状态观测器的新型非奇异终端滑模导引律.该方法能够确保视线(LOS)角速率在有限时间内收敛到零,且在平衡点处快速收敛;为了避免传统的扩张状态观测器(ESO)导致的曲线非光滑情况,通过改进扩张状态观测器准确估计外部扰动,并对系统进行状态补偿.设计地空导弹模型进行仿真验证,结果表明,该方法不但缩短了系统收敛时间,还提高了地空导弹制导精度.

摘要： 针对制导炮弹攻击地面目标的末端导引问题,提出一种带有攻击角和视场角约束的有限时间滑模导引律.首先,在传统终端滑模面的基础上加入视场角约束,并构造正切型障碍李雅普诺夫函数来解决滑模面到达段的约束问题,以保证制导系统在状态受限的情况下有限时间收敛.其次,利用扩张状态观测器来估计并补偿目标机动带来的扰动,有效削弱了导引指令的抖振现象.然后,基于稳定性理论对导引律进行分析与证明.最后,通过仿真对比验证该导引律的有效性与鲁棒性.仿真结果表明,该导引律不仅能满足攻击角和视场角约束,还具有指令连续、制导时间短、命中精度高等优点.

摘要： 下压段作为助推滑翔高超声速导弹的导引段,其攻击范围直接决定导弹可执行的使命任务以及可打击的典型目标.基于三自由度下压段弹道仿真模型和满足落角约束的最优导引律模型,建立下压段起始高度等因素对导弹攻击范围的影响分析模型,并通过弹道平移的方法仿真分析各因素对攻击范围的影响.通过仿真分析得出各影响因素对助推滑翔高超声速导弹攻击范围的作用机理,可为导弹下压段弹道设计及导弹作战能力评估提供理论和技术支撑.

摘要： 针对高速机动目标拦截场景,研究末制导段捕获区存在条件及微分对策导引律问题.建立弹目相对运动模型并引入控制动力学模型,采用终端投影方法对相对运动模型进行降阶处理;基于微分对策理论推导一种解析形式捕获区,并具体到直/气复合控制导弹对机动目标的拦截中,该捕获区的存在能够保证对任意机动目标进行准确捕获;重新选取性能指标,将目标与直/气复合控制导弹在末端带有碰撞角约束的制导问题转化为零和微分对策问题,并求解出弹目最优拦截策略.仿真分析了几种情形下直/气复合控制导弹对目标实施拦截的捕获区存在域,导引律仿真结果表明微分对策导引律在对高速机动目标进行拦截时具有优良性能.

摘要： 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.

摘要： 带导弹落角约束的导引律求解需要已知导弹飞行剩余时间.针对弯曲弹道,一般的剩余时间估计方法精度较低,在假设导弹速度一定的前提下,采用n阶多项式函数近似表示剩余路径,给出了一种基于近似闭环轨迹的实用剩余时间估计方法.仿真结果表明,剩余时间估计精度平均提高了13倍以上,且计算量可以满足实时性要求.

摘要： 针对飞行器飞行时间和末端倾角控制问题,采用时间多项式设计前置角变化规律,提出了一种带有飞行时间和末端倾角约束的导引律,同时给出了一种基于指令限幅的视场角约束方法.首先设计前置角边界条件,保留多项式中两个自由系数,之后采用线性化模型推导了满足飞行时间和末端倾角约束的系数解析解,并设计了在线更新方法提高系数在非线性模型中的适应性,并设计了指令限幅机制用于满足制导过程中的视场角约束.最后通过数值仿真验证了所提出的导引和视场角约束方法的有效性.

摘要： 基于超扭曲算法和非奇异终端滑模理论,提出一种带有落角约束的新型自抗扰连续2阶滑模导引律,有效避免了滑模控制固有的抖振问题且无需牺牲控制系统精度.将目标机动和系统参数摄动看作总干扰项,用所提带有微分跟踪器的非线性扩张观测器对总干扰项进行实时估计,并在2阶滑模导引律中进行前馈补偿,使系统具有极强的抗干扰和抗噪声能力.给出了严格的闭环稳定性证明和详尽的数值仿真结果,证明了该导引律可以预期的落角、极小的脱靶量打击高机动目标.

摘要： 考虑目标机动对拦截弹制导系统的影响,提出了一种基于有限时间干扰观测器(FTDO)和自适应超螺旋(AST)算法的新型导引律.首先,设计FTDO估计制导系统的目标加速度,将估计值作为前馈补偿项获取对目标机动的鲁棒性.接着,设计基于AST算法的导引律,并基于李雅普诺夫理论分析了闭环制导系统的稳定性.最后,仿真结果表明,所设计的导引律能够使视线角速度有限时间内收敛到稳态值,具有较高的制导精度.

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： 本文针对导弹拦截目标的导引律问题，将导引过程中导弹的燃料消耗最小作为最优性能指标并结合滑模变结构控制的基本原理，推导出一种新的最优滑模变结构导引律;并在MATLAB平台上对该导引律进行了仿真，仿真结果表明，在目标不做机动和目标做机动的情况下该导引律能够很好地完成导引任务，从而验证了该导引律算法的有效性。

摘要： 基于模糊控制理论设计了一种智能变结构空空导弹三维末导引率。实际应用中，滑模变结构导引律容易引起视线角速率的抖动,影响导弹的制导精度。通过模糊化的方法解决了滑模变结构导引律的抖动问题，并建立了三维仿真模型，对设计的模糊自适应滑模制导率进行了验证。仿真结果表明，该导引律能够有效消除导引律滑模项引起的视线角速率抖动问题，使得脱靶量减小，提高了制导精度，且弹道更加平直。

摘要： 本文针对球坐标系下的三维导弹与目标相对运动模型，基于零化导弹与目标视线角速度的思想和输入-状态稳定性（ISS）理论，设计了非线性鲁棒导引律。该导引律在目标运动信息完全未知的情况下实现了对机动目标的扰动抑制跟踪和拦截。仿真结果表明，所设计的导引律对做复杂大机动逃逸运动的目标仍有较好的跟踪性和鲁棒性。

摘要： 导弹导引和自动驾驶仪系统的传统设计方法是分别设计这些分系统,再将他们综合起来,这种方法没有能充分开发这些系统与其他系统之间的有利关系.本文考虑了将自动驾驶仪作用下的弹体运动参数直接引入到导弹导引律设计中的思想,提出了一种最优综合导引律.通过某高超声速导弹拦截目标的6自由度仿真算例,表明这种综合导引律消除了弹体延迟不确定性的弊病,同常规的导引律相比大大降低了导弹的脱靶量.该综合导引律设计方法为高超声速、高性能精确制导导弹控制导引系统设计提供了参考.

摘要： 本文研究了战术弹道导弹攻击动机目标的相对运动关系.采用线性二次型单位解法进行了弹道优化,并给出了优化后的导引律.

摘要： 为了提高火箭弹攻击地面目标的精度,文中给出了一种基于落点预测的火箭弹导引方法.首先以某型火箭弹为例,建立了其运动方程组,然后简化处理弹道方程得到落点预测模型,设计了基于落点预测模型的导引律,最后建立了Simulink六自由度弹道仿真模型并进行了数字仿真验证.研究结果表明:落点预测模型有效,相比无控火箭,采用落点预测导引律后制导火箭CEP由231m减小为31m,有效提高了火箭精度.

摘要： 在导弹的末制导过程中，影响制导精度的两个主要因素是目标的逃逸机动和弹体的动态响应特性。针对制导模型中由于目标机动加速度难以测量的问题,提出了应用滑模观测器,根据弹目相对运动关系解算出目标加速度,然后应用滑模控制理论分别设计了俯仰平面和偏航平面的制导律.在最后开展了仿真验证,将滑模微分器得到的目标加速度与真实值进行对比,验证了方法的有效性.

摘要： 以水中弹药对水面目标进行高效攻击为背景,提出了一种水中弹药垂直攻击目标的变结构导引方法,通过假设忽略目标的横滚与纵向的机动,假设目标在水平面内作匀速直线运动,同时假设弹体无横滚,建立了水中弹药运动学模型方程、动力学模型方程及变结构垂直导引与控制.应用Matlab/Simulink软件搭建了数学仿真系统并对水中灵巧弹药变结构垂直导引进行了闭环系统仿真研究,结果表明,所提出的水中弹药变结构垂直导引攻击目标的设计方法能够适应垂直攻击目标的设计要求,与预期的指标要求吻合良好.

摘要： 本发明提供了一种空空导弹分布式协同中制导律分析方法及其导引系统，包括：中末制导交班概率计算模型构建步骤：通过分析误差源和误差传递链路，构建中末制导交班概率计算模型；多弹视场拼接方式建立步骤：建立针对虚拟导引点的多弹视场拼接方法；相对运动模型构建步骤：建立多枚空空导弹与目标的相对运动模型；时间协同中制导律构建步骤：在视线方向，利用二阶多智能体一致性理论构造时间协同中制导律；角度协同最优中制导律构建步骤：在视线法向，利用高斯伪谱法构造角度协同最优中制导律。本发明有效提高了中末制导交班概率，保证在中末交班时刻雷达导引头能够快速识别并稳定跟踪目标并验证了该方法的收敛效率。

摘要： 本发明公开了一种基于比例导引律的多导弹同时攻击静目标的制导律，当n枚导弹同时攻击同一个静目标时，获取第i枚导弹的ri、Vi及Φi；进而获得n枚导弹剩余飞行时间的一致性偏差ξt，i。再判断一致性偏差ξt，i＝0是否成立，若成立，保持当前各导弹的飞行状态；若不成立，将当前的一致性偏差ξt，i输入到固定时间收敛的制导律中，获得多导弹系统切向控制输入an，i和法向控制输入at，i；建立导弹动力学模型，通过导弹动力学模型获得下一时刻的的ri、Vi及Φi，返回初始。本发明通过添加附加项，避免了多导弹系统在完成状态一致性前因导弹飞行方向与弹目视线之间夹角为0导致系统收敛完成时间趋于无穷。

摘要： 分体式制导的导引律设计方法，涉及分体式制导领域，为解决现有技术中单一拦截方式下飞行器对于目标运动信息探测精度不足的问题，包括如下步骤：步骤一：针对分体式制导的双目探测模式，得到追踪器制导信息的Cramer‑Rao下界；步骤二：将追踪器制导信息的Cramer‑Rao下界引入到分体式制导的导引律设计指标中，提出基于优化Cramer‑Rao下界的预测导引律。本发明所提出的分体式制导导引律可以在保证终端拦截条件的前提下，有效降低分体式制导过程追踪器制导信息的Cramer‑Rao下界，可以获取到精确的制导信息。

摘要： 本发明属于欠驱无人船的路径跟踪控制技术领域，具体涉及一种基于IALOS导引律的欠驱无人船自适应模糊控制方法。本发明是一种提高欠驱无人船的路径跟踪精度方法，本发明基于IALOS导引律设计了自适应模糊航向跟踪控制器和自适应模糊速度跟踪控制器，IALOS导引律用于获得期望的艏向角和路径参数更新律，改进的自适应律用于估计时变的侧滑角，模糊系统和自适应技术用于逼近由模型不确定项和未知外界环境干扰构成的总的不确定项，解决了欠驱无人船在模型不确定、未知外界环境干扰、时变侧滑以及时变海流条件下的路径跟踪控制问题。

摘要： 本发明公开了一种基于拦截弹导引律辨识的机动突防方法。步骤1：获取参数信息；所述参数信息包括弹目相对速率弹目相对距离R，视线倾角速率和视线倾角λD；步骤2：根据获得的参数信息判断拦截弹导引；所述拦截弹导引包括协同攻击时间的导引律、协同攻击时间和角度的导引律、比例导引律、指数比例导引律、变参数终端导引律；步骤3：根据步骤2的拦截弹导引，进行机动突防决策；步骤4：根据步骤3的机动突防决策结果，进行机动突防控制。由于任何单一机动突防方式各有其优点和局限性，难以克服各种拦截方式，因此本发明对拦截弹导引律辨识，根据具体拦截方式采用相应策略。

摘要： 本发明公开一种带有攻击时间约束的比例导引律设计方法，包括以下步骤：步骤1，建立剩余飞行时间估计模型；步骤2，基于剩余飞行时间估计模型得到攻击时间误差反馈项，并基于攻击时间误差反馈项与传统比例导引律得到第一改进型比例导引律；步骤3，基于剩余飞行时间估计模型得到偏置项，并基于偏置项与第一改进型比例导引律得到第二改进型比例导引律。通过该设计方法，不仅能够得到的剩余飞行时间估计精度更高；且其得到的导引律能够在不同攻击时间控制约束和不同初始前置角条件下均可有效实施，可有效的应用于多弹协同攻击作战场景。

摘要： 本发明提供一种姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备，包括设定伴随航天器和参考航天器在轨道面内的相对运动轨迹为参考航天器的LVLH坐标系中长半轴为短半轴两倍的横向漂移椭圆，根据C‑W方程获取姿态导引律参数与相对位置的关系式；设定伴随航天器相对参考航天器的相对运动轨迹为自前向后的准直线和横向漂移椭圆，并获取两组运动轨迹对应的伴随航天器的仿真相对运动数据；分别根据两组无误差、有误差仿真相对运动数据以及相对轨道预报数据，估计姿态导引律参数，并计算期望俯仰角与仿真俯仰角的误差。本发明的姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备通过计算期望俯仰角误差进行，为工程应用提供依据。

摘要： 本发明公开了一种基于视线导引律的无人机路径跟踪与自主避障方法，包括：1）航迹跟踪控制：无人机根据预先设计航路信息，完成航迹跟踪控制；采用圆弧转弯实现航点平滑切换，减小跟踪误差；增加高度跟踪，实现无人机三维航迹跟踪飞行；2）在线自主避障：对障碍物进行在线检测与预估，将不规则障碍物的预警边界利用一个或多个圆柱构成，利用圆心、半径和高度对障碍物进行数学建模，简化避障算法设计；无人机在飞行过程中实时检测障碍物，在线自主生成避障临时航路，无人机按照规避航路实现对障碍物的绕障飞行。本发明方法具有较好的控制性能，可任意跟踪期望航路并完成在线自主障碍物规避，实现无人机的自主飞行。

摘要： 本发明公开了容许速度衰减的三维多导弹协同比例导引律设计方法，涉及制导技术领域，其技术方案要点是：包括：在三维空间中建立导弹与静态目标相对位置关系的运动学模型；导弹依比例导引法制导，得到在容许速度衰减下导航比与预计命中时间的关系模型；弹群利用弹间信息传输，调整公共的命中时间；导弹根据所确定的公共命中时间，通过调整导航比在指定时间命中目标。本发明通过导弹间交互自身与目标的预计命中时间，适时调整比例导引的导航比，以实现在指定时间命中目标，同时能够保证真实命中时间与预计命中时间的误差在有限时间内收敛至零。

摘要： 本发明公开了一种基于拦截弹导引律辨识的机动突防方法。步骤1：获取参数信息；所述参数信息包括弹目相对速率弹目相对距离R，视线倾角速率和视线倾角λD；步骤2：根据获得的参数信息判断拦截弹导引；所述拦截弹导引包括协同攻击时间的导引律、协同攻击时间和角度的导引律、比例导引律、指数比例导引律、变参数终端导引律；步骤3：根据步骤2的拦截弹导引，进行机动突防决策；步骤4：根据步骤3的机动突防决策结果，进行机动突防控制。由于任何单一机动突防方式各有其优点和局限性，难以克服各种拦截方式，因此本发明对拦截弹导引律辨识，根据具体拦截方式采用相应策略。