制导律

摘要： 针对无人机自动跟踪目标过程中需要规避障碍物的问题,设计一种将跟踪制导律与改进人工势场法相结合的航迹规划算法。对人工势场法进行适应性改进,建立无人机动力学模型,阐述定距离跟踪制导律的设计方法,并采取加权求和与运动学约束的方式将定距跟踪制导律与人工势场法二者结合。仿真实验结果表明:该策略具备有效性和可行性。

摘要： 针对制导武器终端角度约束下的制导方法和制导控制一体化方法进行综述。首先,对比分析了几种典型的终端角度约束定义,针对二维、三维交战场景构建了面向终端角度约束的制导及制导控制一体化设计的状态空间模型;其次,针对终端角度约束下的制导方法以及制导控制一体化设计方法进行分类、归纳总结与对比;最后,针对终端角度约束制导和制导控制一体化设计中存在的多约束落角控制、信息估计、落角范围估计、协同制导等问题进行了展望。

摘要： 导引律的设计是实现准确打击或拦截目标的关键技术。首先介绍了约束条件下的数学模型,得出导弹和目标相对运动的状态方程。其次针对该状态方程,分别在纵向平面与侧向平面进行制导律设计,通过选取合适的自适应趋近律,设计出满足要求的制导律。最后对该结果进行仿真验证,能够满足约束条件的要求。

摘要： 为获得更好的制导性能,利用一类采用流量可调发动机的导弹所增加的飞行速度控制自由度,提出一种修正比例导引+飞行速度控制的双重控制自适应滑模制导律。修正比例导引并以弹道末端过载需求为零进行修正设计,在对其瞬时脱靶量分析的基础上,选取视线角速度和飞行速度控制量等作为滑模面,并进一步采用自适应滑模控制方法,推导了减少脱靶量的速度控制制导律。仿真结果表明,相比于比例导引和采用速度保持的修正比例导引,所设计的自适应滑模制导律的脱靶量更小,弹道更平滑,过载需求也更小,实现了导弹飞行速度的主动控制。

摘要： 针对机动目标拦截过程中加速度信息难以获取的实际问题,设计了一种基于RBF神经网络的自适应滑模拦截制导律,有效提高了导弹制导系统的鲁棒性能。首先,结合空间几何知识,构建了弹-目三维空间相对运动模型;然后,利用RBF神经网络对拦截目标的未知加速度进行了有效估计,消除了制导设计对目标加速度信息的依赖性;在此基础上,结合零化视线角速率的制导理念,分别在导弹俯仰平面和偏航平面设计了对应的自适应滑模制导律,同时采用连续高增益法削弱了系统的抖振现象,并给出更符合导弹制导实现的法向过载指令,利用Lyapunov定理证明了所提方法的收敛性;最后,通过仿真验证,在三种不同的拦截场景下进行了仿真对比,仿真结果表明所提滑模拦截制导律对目标机动有较高的自适应性和鲁棒性。

摘要： 针对大机动目标的拦截问题,基于积分滑模控制理论提出了有限时间收敛的积分滑模制导律。采用参数自适应调节的径向基函数神经网络扰动观测器对目标机动引起的制导系统扰动进行估计,为了进一步提高估计精度,利用自适应律消除神经网络观测器的的估计误差。根据李雅普诺夫稳定性理论证明了制导律的稳定性和有限时间收敛性。通过数值仿真说明所提制导律无论是在脱靶量方面还是在弹目视线角的控制精度上都具有优异的性能。

摘要： 为实现多枚导弹协同拦截机动目标,提升拦截效能,提出了一种Q-learning强化学习协同拦截制导律。首先,基于逃逸域覆盖理论,建立了非线性多弹协同拦截模型。其次,以视线角速率为状态,依据脱靶量构造奖励函数,通过离线训练生成强化学习智能体,并结合传统比例制导控制方法,构建基于强化学习的变导引系数制导律,实时生成实现协同拦截的制导指令。最终,通过数值仿真验证了所提算法的有效性和优越性。

摘要： 针对带扰流片旋转稳定弹转速很高造成运动响应方向与控制力作用方向存在偏差,导致制导方法设计困难的问题,为发展适用于带扰流片旋转稳定弹的制导方法,提出了一种基于速度追踪和参数优化的制导律.根据带扰流片旋转稳定弹的六自由度弹道模型,仿真分析了在制导律作用下弹丸的弹道特性和命中精度.仿真结果表明:所设计的制导律能够导引弹丸命中目标,满足控制精度要求,可有效减小干扰条件下的落点散布,提高射击密集度,且控制过程中扰流片方位角变化平缓,易于实现.

摘要： 针对自旋弹体低成本制导律设计问题,提出了一种基于落点预测的新型制导律设计方法.采用随机机动模型和自适应卡尔曼滤波器估计弹体的飞行状态,并解析求解弹体落点预测值,根据落点预测值与目标的偏差生成制导指令.该制导律不依赖于弹体气动参数和弹体运动方程的在线数值求解,避免了常规基于落点预测的制导律所带来的在线计算成本.根据自旋火箭弹的非线性数学模型,通过数值仿真检验了所提制导律在标称参数条件和参数受扰条件下的性能.通过与比例制导律进行制导性能对比,结果表明:所提制导律的制导性能在绝大多数情况下优于比例制导律.

摘要： 空间域下拦截弹制导问题可转化为空间曲线进行研究,由空间曲线论的基本定理可知该曲线的曲率和挠率能够完全确定曲线的性态,由此可通过曲率和挠率的调整来确定拦截弹的制导路径,从而实现对目标弹的有效拦截,基于此思想,将几何中弧长域下的Frenet公式转化为时域下的Frenet公式,并建立了视线运动方程和弹目相对运动方程,在此基础上推导了曲率和挠率的指令公式,相对于比例导引律及大量的现代制导律,采用几何的方法更加直接,为拦截弹制导及相关问题的进一步研究提供了思路.

摘要： 本文借助高斯伪谱法,对月球软着陆中的主减速段制导律进行了研究.采用固体火箭发动机制动会大大降低探月成本,约为传统液体火箭发动机成本的1/20,但固发不能像液发那样随时开关机,只能耗尽关机,给制导律的设计带来较大难度.针对这一问题,本文采用高斯伪谱法优化主减速段轨迹,将有约束的最优控制问题转化为非线性规划问题,给出了可用的制导指令,且能够有效避免初值敏感的问题.此外本文针对基于固发可能出现的工况和设计要求给出了相应的解决方案.仿真结果表明该制导律能够很好地满足多种终端和过程约束,具有较高的制导精度.

摘要： 针对具有落角约束的攻击目标问题,提出了一种新型最优制导律.建立了考虑自动驾驶仪延迟特性的弹目相对运动方程,采用最优方法考虑最终的攻击角度问题,同时考虑到动力学滞后的问题,完成了制导律的设计.仿真表明,该方法能够满足攻击要求,并能够保证良好的制导精度.

摘要： 本文针对地基拦截弹的性能及特点,结合伪谱法和神经网络算法,设计了一种制导律.设计时先使用伪谱法在多约束条件下对弹道进行优化,再利用优化弹道族作为样本,训练神经网络输出制导指令.文中详细给出了神经网络训练过程及数据结果,对制导指令计算过程进行了详细分析,设计出更符合实际应用的制导规律.仿真结果显示,该制导律下获得的弹道轨迹与最优弹道非常接近,脱靶量足够小,满足实际应用的需要.

摘要： 为了实现一些复杂的制导律,需要已知相对距离和相对速度等物理量,而目前许多型号的导弹安装被动导引头,其只能测量视线角(角速率)信息.本文基于这种“被动测量”条件,提出了基于李雅普诺夫函数的视线角制导律.首先建立了导弹与目标的三自由度运动学模型,后基于李雅普诺夫函数稳定性理论,构造能量函数,结合运动学模型反推出导弹的制导指令.最后,与传统的比例导引制导律进行了对比分析,仿真结果表明,本文所设计的基于李雅普诺夫函数的视线角制导律能够满足高精度制导的要求,具有一定的工程实践意义.

摘要： 为实现运载大载荷探测器着陆在更高海拔(MOLA)区域,有必要在下降段采用全动力下降方法,全动力下降带来下降时间及燃耗等问题,本文基于庞特里亚金极大值原理设计了基于时间--燃耗优化的显式制导方法,该制导律与当前的状态变量和加速度有关,是加速度与剩余时间的函数.同时引入加权项,通过调节加权项数值的大小使得该制导律既能实现燃耗最小控制着陆,也能实现最短时间着陆.数值仿真结果验证了该制导律的可行性.

摘要： 针对飞行器以给定角度攻击未知机动方式目标的要求,考虑外界干扰对制导的影响,提出了一种基于有限时间收敛扩张状态观测器(Extended State Observer, ESO)的最优制导律设计方法.将模型不确定性、运动平面间的耦合、未知目标机动以及外界干扰等复合干扰扩张成闭环制导系统的新状态,应用非奇异终端滑模变结构方法设计ESO,证明了观测误差能在有限时间内收敛到零,给出含实时补偿项并满足角度约束的最优制导律设计方法.理论分析可知, 在制导过程中,该制导律较最优制导律对过载的需求小.仿真结果表明,该制导律能够保证飞行器在外界干扰和目标机动的情况下具有较好的动态特性和鲁棒性.

摘要： 对变结构制导律的应用和发展现状进行了简要概述。首先简要介绍了变结构控制理论和导弹制导律的概念。然后对基于变结构控制理论方法设计的制导律进行了研究，详细介绍了几种变结构制导律滑模面的选择和控制器设计方法。最后，对变结构制导的发展方向进行了探讨和分析，提出几个具有理论和实践意义的研究方向，以促使变结构制导应用的深入研究。

摘要： 针对末制导方式为尾流导引的高速水下航行器远程打击目标时中制导阶段的制导问题，设计了基于遗传算法参数优化的中制导律，解决了中末制导的交接问题。仿真结果表明这种中制导律与采用尾流导引方式的末制导律能够有效配合，实现远程打击过程中的中制导段导引。

摘要： 针对非直接碰撞武器需要飞到目标上空一定高度进而释放射流等战斗部的问题,使得该种武器在进行末制导时瞄准点不在目标上,而是存在一定高度,本文提出了一种具有末端高度约束的高置修正比例导引律.首先建立了相应的数学模型,得到了武器关于理想命中点的偏置比例导引律,随后对该制导律进行了工程简化,简化形式中包含有剩余飞行时间,故本文又推导了两种计算剩余时间的方法:一种基于求取剩余轨迹路程的思想,另一种基于求取导弹在弹目视线上平均速度的思想.最后通过仿真,对比分析两种剩余时间求取方法对制导精度的影响,验证了不同目标运动情况下本文所研究制导律的有效性.

摘要： 地形跟随技术是提高无人飞行器突防能力的一种有效手段,本文提出了一种利用前视光学序列图像的地形跟随技术,设计了基于视场天地线的地形跟随制导律.通过六自由度非线性数学仿真,表明基于前视序列图像的地形跟随技术可行,能够有效降低飞行器飞行离地高度,从而提高飞行器超低空隐蔽突防性能.

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： 基于前向制导的拦截高超声速飞行器的三维制导律设计方法，本发明涉及拦截高超声速飞行器的三维制导律设计方法。解决现有技术中将实际的三维场景分解成两个正交的二维场景，导致的制导精度低的问题。本发明包括：步骤一：建立三维拦截高超声速飞行器的前向制导相对运动学模型；步骤二：根据步骤一建立的模型定义满足前向制导条件的滑模面并设计快速趋近律；步骤三：根据步骤二定义的满足前向制导条件的滑模面和设计快速趋近律，设计拦截高超声速飞行器的三维制导律；不考虑输入受限时设计拦截高超声速飞行器的有限时间自适应三维制导律；考虑输入受限时设计拦截高超声速飞行器的带有输入受限的三维制导律。本发明用于航天领域。

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： 本发明提出一种针对BTT‑90°制导律导弹的制导方法，首先计算导弹法向过载指令n

摘要： 本发明公开一种基于前向制导的自适应积分滑模三维制导律设计方法，包括以下步骤：S1、建立三维拦截高超声速飞行器的前向制导相对运动学模型；S2、根据步骤S1建立的模型定义满足前向制导条件的滑模面；S3、根据步骤S2定义的滑面模，设计自适应律积分三维制导律；上述步骤S2定义满足前向制导条件的滑模面的具体实现过程为：定义积分滑模面如下：

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： 基于前向制导的拦截高超声速飞行器的三维制导律设计方法，本发明涉及拦截高超声速飞行器的三维制导律设计方法。解决现有技术中将实际的三维场景分解成两个正交的二维场景，导致的制导精度低的问题。本发明包括：步骤一：建立三维拦截高超声速飞行器的前向制导相对运动学模型；步骤二：根据步骤一建立的模型定义满足前向制导条件的滑模面并设计快速趋近律；步骤三：根据步骤二定义的满足前向制导条件的滑模面和设计快速趋近律，设计拦截高超声速飞行器的三维制导律；不考虑输入受限时设计拦截高超声速飞行器的有限时间自适应三维制导律；考虑输入受限时设计拦截高超声速飞行器的带有输入受限的三维制导律。本发明用于航天领域。

摘要： 本发明公开了一种导弹非奇异固定时间滑模制导律的设计方法，包括如下步骤：(1)建立导弹再入末端制导段纵向平面内弹目之间相对运动学方程；(2)对于步骤(1)所得到的纵向平面内弹目之间相对运动学方程，要求状态变量x1、x2在固定时间内趋近于零；(3)根据步骤(2)设计的固定时间非奇异终端滑模面以及其趋近律形式，设计控制律；(4)针对步骤(3)的未知扰动项，设计固定时间干扰观测器；(5)针对步骤(3)和步骤(4)中所设计的控制器以及干扰观测器，利用Lyapunov稳定性理论证明其稳定性及固定时间收敛特性，并计算收敛时间上界。本发明可以保证导弹在固定时间内满足落角、导引头视场角约束，以期望的落角精确命中目标。

摘要： 本发明提供了一种多导弹分布式协同制导律的设计方法及系统，属于导弹制导与控制技术领域。本发明将实际制导场景围绕视线角建立制导模型并构建其制导律，获取弹目运动信息，选择弹目视线角的一阶导数作为状态变量，采用反馈线性化方法对弹目相对运动方程进行整理，得到弹目视线角法向加速度的线性模型，基于指定时间一致性算法，由设计的导弹弹目视线角法向加速度、通信拓扑，使得多枚导弹在同一时间按照固定的角度协同攻击或者防御拦截目标。本发明所设计的多导弹分布式协同制导律可以降低连续通信的代价，同时导弹调节弹目视线角使其瞄准目标所需的时间可以由用户任意指定，在攻击和防御两端都能很好地实现指定时间多导弹的协同打击任务目标。

摘要： 本发明一种基于深度强化学习的空空导弹越肩发射制导律设计方法，包括步骤如下：步骤1，对越肩发射进行归一化动力学建模；对模型进行归一化使各状态量具有相近的量级，从而使神经网络的权重更新能够更加稳定；步骤2，为了适应强化学习的研究范式，需要将步骤1中的研究问题建模为马尔科夫决策过程；步骤3，搭建算法网络，设置算法参数；选用的深度学习算法为近端策略优化算法PPO，步骤4，在训练达到目标奖励值或最大步数之前，智能体将根据PPO算法不断收集状态转移数据及奖励，并不断迭代更新Actor网络和Critic网络的参数。应用本发明的技术方案，可以使导弹在复杂的气动环境中获得具有次优性和鲁棒性的攻角制导律，且考虑了导弹不同机动能力的限制，在未来空战中具有实用价值。