比例导引

摘要： 当前,无人机的对地目标跟踪和逼近是军民领域的研究热点之一。针对基于无人机平台对地目标跟踪与逼近中的相对运动、导引控制等问题,选用大疆多旋翼飞行器平台,设计基于Android的地面站系统。该系统使用改进的核相关滤波视觉检测算法完成对地目标跟踪与位置锁定,利用无人机与目标的距离作为尺度因子,实现多尺度跟踪,融合FHOG+Lab+LBP特征表征目标以增加跟踪器的鲁棒性。采用比例导引律控制多旋翼飞行器,完成对地目标跟踪与逼近任务。实验表明,改进的算法相比原算法在成功率和精确度上均有提高,同时验证比例导引能够控制多旋翼无人机完成跟踪与逼近任务。

摘要： 研究导弹对地面目标的末制导问题,综合考虑脱靶量、攻击时间与冲击角约束要求,提出了一种具备落角约束的最优终端制导设计。通过建立弹-目相对运动模型,将导弹俯仰平面模型线性化,并根据线性二次型最优控制的Riccati方程得出最优制导律的一般表达式,将此制导律与一种比例制导律仿真对比,在相同约束条件下验证设计方法的有效性。

摘要： 针对传统迫击炮弹落点精度差,打击精度低,设计了迫击炮弹弹道修正算法,采用摄动落点偏差预测法、自适应比例导引法、自适应比例微分导引法对弹道进行修正.建立了六自由度弹道模型及控制模型,阐述了摄动落点偏差预测法和比例导引法基本原理;针对比例导引律中常值比例系数不符合实际弹道变化的特点,在纵向平面设计了自适应比例导引律,横向平面设计了自适应比例微分导引律.采用蒙特卡洛模拟打靶仿真验证,考察制导律在纵向平面、横向平面以及复合制导的修正能力.仿真结果表明,在纵向平面,自适应比例导引律效果最好;在横向平面,自适应比例微分导引律效果最好.仿真分析了3种制导方法的复合制导效果.仿真结果表明,在纵向平面升弧段采用摄动落点偏差预测制导方法,以及在降弧段纵向平面采用自适应比例导引律、在横向平面采用自适应比例微分导引律的复合制导能力得到有效提升,迫击炮弹落点圆概率误差从无控时的126.317 m降为0.9655 m.大射角、小射程条件下模拟打靶,圆概率误差为1.8643 m.

摘要： 针对固定鸭舵二维修正机构控制力有限和比例导引法控制末段需用过载变化过大的问题,提出了一种基于重力补偿比例导引律的过载阈值控制策略.分析了固定鸭舵二维修正机构的控制力及力矩,以落点弹目距离最小为目标函数,选取纵向和横向平面导引系数及过载阈值为设计变量,在重力补偿比例导引律的基础上建立了导引律参数优化模型,并采用差分进化算法(DE)对其进行优化.最后通过外弹道仿真分别从控制段飞行稳定性、控制效率、控制机构过载及控制精度几个方面与传统比例导引律进行对比分析,同时使用蒙特卡洛法验证了控制策略的有效性.结果表明:与传统比例导引律相比,使用该控制策略提高了二维弹道修正迫弹的控制效率,有效降低了控制末段需用过载,弹道控制段飞行稳定性明显提高.

摘要： 针对比例导引应用于空间交会问题进行研究.通过建立追踪器与目标的相对运动动力学方程,提出一种适应固定推力的比例导引律,实现对空间交会的精确控制.仿真结果表明,无论目标机动与否,本方法均可获得良好的制导精度,通过对发动机开启控制的优化设计,可显著减少发动机开启次数和燃料消耗.

摘要： 人工势场法目前已经成为航迹规划问题中的研究热点.传统的人工势场法解决了避障问题以及目标不可达问题等,但却未对其增加末端航向约束.针对以上问题,在航迹末端以目标点为中心,建立起新的人工势场,形成新的入场模型,从而达到飞行器以指定方向进入目标点的目的 ;采用比例导引法对规划航迹进行跟踪以验证其可飞性,并对导引点的选取做出要求.MATLAB仿真证明,此入场模型满足末端航向约束,能够使飞行器以指定方向到达目标点,且任意方向都能够实现,并满足可飞性要求.

摘要： 在对地精确制导武器的实际使用中,不仅要求脱靶量最小,而且希望能以一定的落角命中目标,从而可以充分发挥战斗部效能,取得最佳毁伤效果.传统的比例导引律不能满足该要求,为此本文建立了含有落角约束的最优控制模型,并依据施瓦兹不等式原理进行了推导,最终得到了含有落角约束的最优导引律的表达形式.仿真结果表明:该导引律可以使导弹以期望的落角命中目标,且具有实现简单、结果最优等特点.

摘要： 针对空空导弹拦截低空掠海飞行目标时命中率较低的问题,采用C++语言对某型中远距空空导弹进行了五自由度弹道仿真建模,设计了目标运动、气体动力学、发动机推进、弹体运动学、导引头、制导、旋转、飞行控制等8个模块,以迎头攻击为基本条件,对不同初始条件下的导弹弹道进行了仿真计算,得到了导弹的弹道轨迹及部分姿态信息.重点分析了导航增益对脱靶量的影响以及发射距离、发射高度等初始条件对仿真弹道以及遇靶时导弹姿态、末制导雷达开机时导引头波束擦地角的影响,仿真结果可用于指导该型空空导弹拦截低空目标的作战使用问题.

摘要： 在对地精确制导武器的实际使用中,不仅要求脱靶量最小,而且希望能以一定的落角命中目标,从而可以充分发挥战斗部效能,取得最佳毁伤效果。传统的比例导引律不能满足该要求,为此本文建立了含有落角约束的最优控制模型,并依据施瓦兹不等式原理进行了推导,最终得到了含有落角约束的最优导引律的表达形式。仿真结果表明:该导引律可以使导弹以期望的落角命中目标,且具有实现简单、结果最优等特点。

摘要： 针对飞行器自主导引和避障的问题,本文根据飞行器与障碍物之间的相对位置关系及运动方向,在目标视线坐标系下建立了飞行器的避障导引律.在比例导引的基础之上引入与二者相对运动有关的过载项,使得飞行器减速并将速度方向偏离初始视线方向,进而使得飞行器能够顺利避开障碍物.引入的过载项是飞行器相对于障碍物的距离和速度的函数.完成避障之后,飞行器继续跟随比例导引律的导航路径到达目标点.最后,通过仿真验证了该方法的有效性.

摘要： 弹道导弹在再入段使用比例导引法进行寻的末制导时,制导系数的变化对弹道的特性有较大的影响.本文推导了制导系数的有效取值范围,并通过仿真验证了制导系数的变化对弹道过载、落点弹道倾角及速度的影响.

摘要： 捷联导引头不能直接测量视线角速率信号，进而无法直接利用比例导引进行制导。采取两级发动机助推模式并结合坐标变换得到比例导引所需的惯性视线角速度来进行制导。建立带重力补偿的战术导弹数学模型，两级发动机分别给予不同的约束。通过坐标变换将能够直接测量到的弹体视线角以及姿态信息转换成惯性视线角速度信号。仿真结果验证，通过该方法实现捷联方式下的比例导引是可行的。

摘要： 建立了基于捷联导引头的比例导引制导系统模型，并引入了弹体姿态陀螺漂移。推导了基于简化模型姿态陀螺漂移引起的弹体过载和弹体位置误差解析解，并对两个量进行了无量纲化。运用伴随法求得了由姿态陀螺引起的基于一阶动力学自动驾驶仪的导弹脱靶量解析解，并进行了无量纲化。最后进行了仿真研究，仿真结果表明：姿态陀螺漂移引起的导弹过载不会随飞行时间收敛；姿态陀螺漂移引起的导弹位置误差会随飞行时间收敛：姿态陀螺漂移引起的导弹脱靶量随制导时间收敛。

摘要： 介绍了制导控制系统的原理及组成,分析了比例导引规律,建立了比例导引规律的数学模型和仿真模型,开发了仿真程序,对精确制导武器采用比例导引法攻击目标的情况进行了仿真研究,为研究导引规律提供了有益参考.

摘要： 针对航天器近距离空间交会控制问题,提出了一种自适应滑模变结构的制导方法.将交会相对运动模型分为视线和视线法向运动模型,视线方向构造由相对距离和速度组成的函数作为滑动模态,视线法向设计带终端视线角约束的滑动模态,然后根据Lyapunov稳定性理论分别设计了视线方向和视线法向的自适应滑模制导律.视线方向制导实现了交会所要求的距离和速度协同控制,视线法向制导则保证了交会的视线角要求.最后,与平行接近制导和比例导引进行了仿真对比,仿真结果表明,本文所设计的制导律很好地弥补了二者的不足,能够在满足性能指标的条件下实现近距离空间交会.

摘要： 内框架式动力陀螺稳定平台是一种常见的红外导引探测体制，采用探测器固定安装在弹体、光学系统与位标器陀螺随动的方式。文中对该探测体制应用在激光半主动比例导引上会产生的离轴跟踪误差做了分析，指出了产生离轴跟踪误差的原因，仿真了该离轴跟踪误差对系统的影响，并在此基础上提出了缩小离轴跟踪误差的方法。

摘要： 针对大气层外飞行的拦截器,描述了末制导段拦截器六自由度运动方程,并在此基础上建立了末制导段的误差模型,包括惯导误差、导引头测角偏差、动力系统误差和质心漂移.采用修正比例导引法设计末制导规律补偿法向需用过载,并使拦截器的姿态始终跟踪弹目视线.仿真结果验证了该误差模型的合理性和末制导规律的正确性.

摘要： 国外电视制导近程空地导弹多采用的是发射前锁定制导方式,可以高、低空发射,且随着发射高度的不同呈现不同的弹道特点.本文主要针对国外电视制导的近程空地导弹低空发射时的典型弹道展开分析,主要分为:平飞段、爬升段、下压段及比例导引段,分析了每一段的制导过程及特点.最后分析了比例导引系数及过重补系数对比例导引弹道的影响.

摘要： 基于二次型性能指标的一阶最优制导律的研究已经非常成熟,并且国外对此早已有应用,积累了丰富经验,这种制导律对导弹指令响应的动力学滞后和目标的机动进行了有效的补偿,可以在远小于比例导引的过载需求下实现接近于直接碰撞的性能,值得深入的研究.本文重点对对应三阶动力学飞控系统及三阶自动驾驶仪加一阶噪声滤波器的四阶系统的最优制导律的形式、增益获取途径和仿真应用进行了全面的研究.

摘要： 本发明是关于一种采用非线性比例与积分型补偿预估器的前置导引方法，属于飞行器制导与控制领域。首先，采用导引头对飞行器与目标的视线角与视线角速率进行测量，并根据前置条件求取前置角，通过陀螺仪测量偏航角，通过比较得到偏航角偏差信号与前置偏差信号。其次，根据视线角速率信号、角度误差信号、距离误差信号，构建系统不确定性的积分型补偿预估观测器，得到不确定性观测信号。最后综合上述补偿观测信号、角度误差信号、位置误差信号等组成导引综合信息，输送给姿态稳定系统，解算出偏航舵偏信号，控制飞行器精确命中目标。该方法的优点是能够综合考虑角度与位置误差信号，对导引系统的不确定性进行预估并补偿提高导引精度。

摘要： 本发明是关于一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法，属于飞行器飞行制导技术领域。该方法包括以下步骤：根据导引头或地面设备测量飞行器与目标之间的视线角，再根据视线角进行线性与非线性变换得到比例综合信号。然后建立积分型系统导引不确定性观测预估器，得到系统不确定性的预估信号，最后综合叠加视线角比例综合信号、积分信号、不确定性的预估信号组成非线性比例积分型导引方法，输送给飞行器姿态稳定跟踪系统，实现对给定目标的精确导引。该方法能解决传统导引方法测量复杂与精度不高的问题。

摘要： 本发明是关于一种基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法，属于无人飞行器制导与控制领域，包括以下步骤：对视线角速率进行积分得到视线角信号，并根据视线角信号生成方位误差信号以及前置误差信号；根据方位误差信号以及前置误差信号构建综合误差信号，并对综合误差信号进行抗饱和平滑变换得到抗饱和平滑信号；对综合误差信号以及抗饱和平滑信号分别进行积分运算，得到综合误差积分信号以及抗饱和平滑积分信号；将导引信号的输出信号作为飞行姿态稳定回路的期望信号，并通过期望信号驱动姿态稳定汇率，控制飞行器实现精确导引。该方法提高了飞行器对目标攻击的准确性。

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： 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： 本发明提供了一种基于比例导引的飞行器避障方法，在无人飞行器遇到障碍物的情况下，利用其探测到的障碍物位置信息和运动信息，采用反比例导引的方法，给出避障所需的过载实现飞行器的快速机动，实现规避障碍物的目的进而完成既定的任务目标。本发明实现简单，计算量较小，且能够满足避障的时效性要求，同时也适用于对多障碍物的规避，对碰撞的判断简洁有效，且根据飞行器与障碍物的相对位置选择机动最小路径，降低了对飞行器过载的压力。由于比例导引实时规划的属性，采用本发明完成避障后，飞行器无需再回到原来的航线，直接于避障完成点再度以比例导引的方式重新规划路径到达目标点，降低了能耗。

摘要： 本申请公开了一种过重补系数与比例导引系数计算方法、电子设备及介质。该方法可以包括：将导弹包线进行网格切割，每一个网格交叉点即为动态计算的状态点；针对每一个状态点的每一个飞行弹道进行系数配置计算；设置系数的初参与步长，进行数学仿真，筛选该状态点的每一个飞行弹道对应的符合设定条件的系数配置；重复上述步骤，直至完成导弹包线中每一个状态点的系数配置。本发明通过动态计算每条弹道的过重补比例导引系数，得出全弹道条件下系数的最优解，并在实际应用中，通过多维差值得出适用值，从而提高制导精度。

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： 本申请飞行器制导技术领域，具体涉及一种基于修正比例导引的自适应制导方法、装置及飞行器。一种基于修正比例导引的自适应制导方法，该方法应用于修正比例导引，包括：在修正比例导引中引入落角约束项和重力补偿项，获取发射时刻飞行器的射程和发射高度，计算所述发射高度和射程对应的落角约束项系数和重力补偿项系数，将所述落角约束项系数和重力补偿项系数带入所述修正比例导引，得到制导指令。该制导方法采用了一种修正比例导引的落角约束项和重力补偿项根据发射高度及射程变参的自适应制导方法，解决了不同发射高度及不同射程的落角约束及打击精度问题。

摘要： 本发明涉及一种基于比例导引的无人艇目标跟踪方法及系统，该方法包括：求解目标导引点的坐标；求解目标艇与目标导引点的连线和无人艇与目标导引点的连线之间的夹角；求解无人机期望航速与航向。本发明的技术方案，采用比例导引法实现了无人艇在依靠光学等探测方式时对目标的稳定跟踪，大大提高了无人艇在高机动性及运动的条件下的探测性能。