末制导律

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： 末制导律设计是拦截系统中的关键技术,常用的比例制导律及其变型在目标大机动时性能下降,且受到导航比的影响.提出基于DDPG算法的末制导律设计方法,通过对拦截问题的环境状态和动作(控制量)进行设计,实现了从仿真环境交互数据中学习回报最优的制导律;与传统方法相比,该无模型方法更具灵活性;针对强化学习方法动作集假设偏置弱带来训练效率低的问题,进一步提出将导航比作为决策优化参数,加速了训练过程并实现动态调整比例制导律中的导航比.对比实验表明,两种强化学习末制导律设计方法获得了优于比例制导律及其变型的拦截效果,展现出良好的研究前景和潜在的应用价值.

摘要： 以弹道导弹拦截弹为研究对象,针对拦截弹末制导问题进行研究,对预测命中点进行定义,引出广义预测命中点,并利用近似理论得到其数学表达,之后基于古典微分几何理论推导了微分几何制导律的曲率以及挠率指令;设计了应用在弹道导弹拦截场景中的基于预测命中点的微分几何制导律,并在该制导律的基础上通过引入自动驾驶仪及导引头等效模型,分析了制导律对制导控制系统延迟及噪声响应敏感性;通过与其他两种制导律对比仿真,体现了基于预测命中点的微分几何制导律在降低需用过载及视线角速度两方面的优越性.

摘要： 针对拦截弹的中末制导交接班条件设置问题,分析了以滑模变结构制导律为末制导律的捕获区.首先,结合临近空间作战背景建立末制导段弹目相对运动模型.其次,基于滑模变结构控制理论设计了 一种能够保证拦截末端过载收敛且性能优良的滑模变结构制导律作为末制导律,并对其稳定性进行分析.然后,分析了零控拦截条件并对滑模变结构制导律的捕获区进行理论推导、分析与证明,得到了滑模变结构制导律的捕获区边界.最后,通过设计4种情形下的仿真实验,验证了本文捕获区分析的正确性.

摘要： 拦截超低空目标时,地海杂波和多路径效应使雷达导引头测量精度下降,当导弹擦地角在布鲁斯特角附近时,地海杂波反射系数最小,导引头测量精度较高.基于滑模变结构理论,设计满足布鲁斯特角约束的滑模变结构末制导律.仿真表明,设计的新型末制导律能够有效地将导弹视线角控制在布鲁斯特角附近,减小地海杂波和多路径效应的影响,且能保证导弹具有较高的制导精度.

摘要： 在大口径舰炮制导炮弹打击近岸机动目标的末制导段,考虑自动驾驶仪二阶动态特性与攻击角约束,基于模糊自适应逼近与动态面控制提出一种末制导律.构建二维弹目相对运动模型,运用扩张状态观测器估计目标加速度.为零化视线角的跟踪误差与视线角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端动态面滑模,设计模糊自适应系统逼近变结构项,削弱自动驾驶仪的控制指令抖振.通过Lyapunov第二法证明了闭环系统中视线角的跟踪误差与视线角速率均一致最终有界.仿真实验表明:该制导律使制导炮弹在打击具有不同加速度形式的目标时,均具备较好的末制导性能.

摘要： The terminal guidance law for space kill vehicle in high-speed encounter was studied.Firstly, dynamic models of space kill vechicle were established.Then the variable structure guidance law was designed adopting exponential approach law based on the relative motion equation, and chattering was weakened through smoothing.Lastly, pulse width modulation was conducted for guidance command by Schmitt Trigger.The simulation results showed that the guidance law against space target presented in this paper was effective, which had the merits:strong robustness, small miss distance, and low fuel consumption.%针对空间杀伤器高速交会条件下的末制导问题,首先在建立空间杀伤器动力学模型的基础上,基于相对运动方程设计了采用指数趋近律的变结构制导律,然后进行了平滑处理以抑制系统抖动,最后采用Schmitt触发器对制导指令进行了脉宽调制.仿真结果表明:针对空间目标杀伤变结构制导律具有鲁棒性强、脱靶量小和燃料消耗低的优势,证明了该方法的有效性.

摘要： 针对空间杀伤器高速交会条件下的末制导问题,首先在建立空间杀伤器动力学模型的基础上,基于相对运动方程设计了采用指数趋近律的变结构制导律,然后进行了平滑处理以抑制系统抖动,最后采用Schmitt触发器对制导指令进行了脉宽调制。仿真结果表明:针对空间目标杀伤变结构制导律具有鲁棒性强、脱靶量小和燃料消耗低的优势,证明了该方法的有效性。

摘要： 为了实现远程制导火箭弹对目标的大弹着角打击,以提高远程火箭弹攻击地面目标的毁伤概率,基于微分几何理论,研究了一种具有定量弹着角约束的末制导律.首先基于火箭弹末制导策略,分析了引入过重力补偿的经典比例导引法在解决末端约束条件时的不足.在此基础上,针对制导火箭弹质心三维运动模型,推导了具有落角约束的末制导律,并以三种不同距离的地面固定目标为打击目标进行了仿真.仿真结果表明,末制导律能够满足大弹着角这一终端约束,并可实现弹着角的量化.

摘要： 基于预测制导的思想,设计出一种针对再入大气层的大机动、高速度目标的滑模末制导律.首先建立弹目相对运动方程；然后基于预测制导的思想,提出本文的设计思路,并进行制导律的推导,同时通过构建Lyapunov 函数对制导系统的稳定性进行证明；最后进行仿真验证.仿真结果表明,所设计的制导律能够对拦截弹的弹道倾角进行迅速的调整,使其很快地近似与理想弹道倾角重合,从而近似沿着直线飞向目标,且经过调整以后,过载的变化也趋于稳定,只是在很小范围内变化,从而验证了本文所设计的制导律的有效性,为进一步研究提供一定参考价值.

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： 针对大气层内的机动战术弹道导弹拦截,基于零脱靶量提出了一种具有强鲁棒性和适应性的变结构末制导律,并可有效消除视线角速率的抖动.实现该制导律只需视线转率信息,方法简单,易于实现.理论分析和仿真表明该制导方法有效.

摘要： 本文介绍了在已知目标机动能力的情况下,给出一种只需利用视线转率信息,且使轨控发动机开关切换次数较少的制导律,提出了一种变结构末制导律.

摘要： 针对反辐射无人机攻击空中机动目标的特点,提出了一种利用MGEKF滤波算法估计无人机-目标接近速度信息的变结构导引律.该导引律利用变结构控制的干扰不变性特性,将目标机动看成是未知的有界干扰,实现了目标有界机动条件下视线角速度的零化.同时针对无人机和目标的接近速度信息不能直接测量的特点,对典型的目标运动模式进行运动状态估计.最后在无人机非线性六自由度仿真模型上仿真证明,其末制导精度优于传统广义比例导引律,且具有较好的工程应用前景.

摘要： 基于变结构控制理论设计了再入机动飞行器的末端寻的导引控制规律,并采用在垂直方向增加攻角的方法,调整速度方向的转率,实现落点速度大小控制和螺旋机动弹道.达到了精确打击和机动突防的目的.并通过三自由度弹道仿真验证了文中提出的数学模型.

摘要： 文章基于变结构控制理论设计了再入机动飞行器的末端寻的导引控制规律,并通过三自由度弹道仿真验证了文中提出来的数学模型.

摘要： 本发明公开了一种制导弹药末制导律半实物仿真平台，它包括主控机、三轴转台、转台控制柜和微控制器，以及固定在三轴转台上的舵机驱动器、俯仰通道电动舵机、偏航通道电动舵机、俯仰通道电位器和偏航通道电位器；本发明的制导弹药末制导律半实物仿真平台及方法结合了半实物仿真技术的优势和制导弹药末制导律的特性，将嵌入式微控制器技术和半实物仿真技术相结合，通过串行通信总线装定程序、装定参数、控制平台，并实时传输、接收、存储、显示参数，方便用户轻松完成结构复杂、参数较多的新型末制导律的半实物仿真和选取可信度较高的结构与参数，降低实验成本、缩短实验周期，有助于推动新型末制导律在制导弹药上的应用。

摘要： 本发明公开了一种可预先设定调整时间的自适应滑模末制导律设计方法，所述方法包括如下步骤：第一步，明确控制系统的设计任务，给出了控制系统设计的目的是使视线角速率误差在指定时间内达到指定要求；第二步，建立三维飞行器末制导的动态模型，并导出了动态方程的简写形式；第三步，首先定义了滑模面，然后又基于滑模面设计了自适应滑模制导律；第四步，分析了系统的性能，对于闭环系统的性能检验可以借助常用的计算机数值仿真工具Matlab/Simulink进行。经过上述步骤，设计结束。该方法不仅能使视线角速率误差在有限时间内达到精度要求，而且可以预先设定调整时间，使得视线角速率误差在指定时间内达到指定的控制精度。

摘要： 本发明公开了一种基于super‑twisting算法的有限时间积分滑模末制导律，包括：步骤一、三维的目标‑导弹相对运动方程的建立；步骤二、制导律设计。并对制导律进行了稳定性分析。本发明结合积分滑模、super‑twisting算法和有限时间扰动观测器，提出一种基于super‑twisting算法的有限时间积分滑模末制导律。其能够保证有限时间收敛，消弱抖振现象，能够较好地估计目标机动加速度，且具有较高的制导精度。其能够用于拦截无人机、弹道导弹等高速大机动目标，具有广泛的应用前景。

摘要： 本发明公开了一种基于参考视线角信号的多约束末制导律的设计方法，包括步骤：建立导弹与静止目标在水平面内的制导模型，得到视线角二阶动态方程；基于时间的四次函数设计参考视线角信号，并通过边界条件、攻击时间和角度约束求解参考视线角信号中的未知参数；建立导弹前置角动力学方程，以得到在导引头视场约束下期望跟踪的参考视线角信号；基于误差模型得到多约束末制导律。本发明采用基于跟踪参考视线角信号的方法，无模型线性化假设，不需要对剩余飞行时间进行估计，适用于具有攻击时间、攻击角度、导引头视场受限的末制导任务，具有较好的适用性、较高的可靠性。

摘要： 本发明公开了一种制导弹药末制导律半实物仿真平台，它包括主控机、三轴转台、转台控制柜和微控制器，以及固定在三轴转台上的舵机驱动器、俯仰通道电动舵机、偏航通道电动舵机、俯仰通道电位器和偏航通道电位器；本发明的制导弹药末制导律半实物仿真平台及方法结合了半实物仿真技术的优势和制导弹药末制导律的特性，将嵌入式微控制器技术和半实物仿真技术相结合，通过串行通信总线装定程序、装定参数、控制平台，并实时传输、接收、存储、显示参数，方便用户轻松完成结构复杂、参数较多的新型末制导律的半实物仿真和选取可信度较高的结构与参数，降低实验成本、缩短实验周期，有助于推动新型末制导律在制导弹药上的应用。

摘要： 本发明公开了一种基于贝塞尔牛顿的导弹多约束末制导律设计方法，首先在惯性坐标系下，建立导弹三维空间的运动学和动力学模型；然后设计多约束末制导问题的贝塞尔牛顿制导律；接下来推导多约束问题的贝塞尔牛顿制导律，得到的权因子和攻击时间的迭代更新量；最终引入阻尼参数，对权因子和终端时间进行迭代更新，最终形成制导指令，实现末制导。本发明实现了导弹的多约束末制导，减少了求解变量，提高了计算效率，具有在弹载计算机上应用的潜力。

摘要： 本发明公开了一种基于飞行目标拦截的鲁棒末制导律计算方法和装置，涉及飞行器控制领域。该方法包括：根据弹目相对运动的运动参数，结合目标机动构建制导系统模型，根据所述制导系统模型构建名义制导律，基于非线性鲁棒控制的Lyapunov重构技术结合所述目标机动的最大值构建鲁棒制导律，结合所述名义制导律和所述鲁棒制导律获得目标鲁棒制导律，根据所述目标鲁棒制导律进行目标拦截，通过本方案，在飞行器采用该制导律进行拦截目标时，可保证在满足参数有限时间收敛和节约能量等指标要求的情况下对目标进行精确打击，具有广泛的工程应用价值。

摘要： 本发明公开了一种基于super‑twisting算法的有限时间积分滑模末制导律，包括：步骤一、三维的目标‑导弹相对运动方程的建立；步骤二、制导律设计。并对制导律进行了稳定性分析。本发明结合积分滑模、super‑twisting算法和有限时间扰动观测器，提出一种基于super‑twisting算法的有限时间积分滑模末制导律。其能够保证有限时间收敛，消弱抖振现象，能够较好地估计目标机动加速度，且具有较高的制导精度。其能够用于拦截无人机、弹道导弹等高速大机动目标，具有广泛的应用前景。

摘要： 本发明公开了一种基于参考视线角信号的多约束末制导律的设计方法，包括步骤：建立导弹与静止目标在水平面内的制导模型，得到视线角二阶动态方程；基于时间的四次函数设计参考视线角信号，并通过边界条件、攻击时间和角度约束求解参考视线角信号中的未知参数；建立导弹前置角动力学方程，以得到在导引头视场约束下期望跟踪的参考视线角信号；基于误差模型得到多约束末制导律。本发明采用基于跟踪参考视线角信号的方法，无模型线性化假设，不需要对剩余飞行时间进行估计，适用于具有攻击时间、攻击角度、导引头视场受限的末制导任务，具有较好的适用性、较高的可靠性。

摘要： 本发明公开了一种可预先设定调整时间的自适应滑模末制导律设计方法，所述方法包括如下步骤：第一步，明确控制系统的设计任务，给出了控制系统设计的目的是使视线角速率误差在指定时间内达到指定要求；第二步，建立三维飞行器末制导的动态模型，并导出了动态方程的简写形式；第三步，首先定义了滑模面，然后又基于滑模面设计了自适应滑模制导律；第四步，分析了系统的性能，对于闭环系统的性能检验可以借助常用的计算机数值仿真工具Matlab/Simulink进行。经过上述步骤，设计结束。该方法不仅能使视线角速率误差在有限时间内达到精度要求，而且可以预先设定调整时间，使得视线角速率误差在指定时间内达到指定的控制精度。