制导精度

摘要： 防空导弹初制导的任务是实现向目标射向拐弯,使得初制导段结束时刻导弹姿态、速度达到要求。针对助推发动机推重比小,导致初制导段时间长且参数散布大的问题,提出了速度相关初制导拐弯规律,并在姿态指令中加入重力补偿项,用于解决助推飞行段初制导精度差的问题。仿真结果表明,这种拐弯规律可以有效适应不同推力状态下初制导精度要求,且初制导结束时刻攻角小,有利于初、中制导交班。

摘要： 指令制导体制多采用三点法导引规律,雷达测量误差是影响其制导精度的主要因素之一。针对此问题,对雷达的测角、测距、测速信息进行滤波处理。首先基于导弹运动学和弹上惯测信息建立滤波方程,然后采用无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF)实现对雷达测量信息的滤波处理,最后将滤波信息注入导引律,比较滤波前后的制导精度。数字仿真结果表明,该算法可以有效提高制导精度。

摘要： 透波罩是保护无线电寻的导引头天线在飞行器飞行过程中免受自然环境影响、维持正常工作的一种设备。透波罩位于高速末制导飞行器的最前端,集防热、承载、透波等多种功能于一身,是末制导机动飞行器的关键单机产品之一;透波罩电性能是其最主要性能之一,关系到末制导的作用距离及制导精度,是透波罩整罩产品验收与交付的最主要依据。

摘要： 为了研究半主动激光制导导引头信息处理电路中,4个采集通道响应不一致性导致的制导精度降低的问题,对造成采集通道间响应度存在差异的原因进行了理论分析和研究,研究了信息处理电路中的增益控制电路,分析了其设计要点,并给出了一种增益控制电路的设计原理图.采用一种基于该增益控制电路的通道间响应度不一致性校正方法,针对导弹(或者炸弹)实际飞行过程中使用的各个离散增益点,进行了不一致性校正;通过对比校正前后的线性区曲线和半实物仿真数据,验证了该校正方法的有益效果.结果表明,利用该校正方法校正后,导引头线性区曲线精度更高,并且可以将半实物仿真圆概率偏差数值降低约50％.该研究为提高半主动激光制导精度提供了一种有效的方法.

摘要： 针对多枚导弹协同攻击时需提前装定协同时间和剩余飞行时间的问题,通过二阶连续时间多智能体系统一致性理论,利用两段式制导实现了一种多弹一致的协同制导策略,该方法不需要提前装定协同时间和剩余飞行时间信息,避免剩余飞行时间估计误差对协同时间和制导精度的影响.同时为了加快状态趋于一致的速度,设计了一种快速一致性算法,给出了系统的最大允许延迟.将快速一致性算法应用到协同制导中,与标准一致性算法的仿真对比,快速一致性算法下的各导弹状态趋于一致的时间缩短,弹间需要通讯的时间减少,使各导弹更快进入末制导段.

摘要： 针对多枚导弹协同攻击时需提前装定协同时间和剩余飞行时间的问题,通过二阶连续时间多智能体系统一致性理论,利用两段式制导实现了一种多弹一致的协同制导策略,该方法不需要提前装定协同时间和剩余飞行时间信息,避免剩余飞行时间估计误差对协同时间和制导精度的影响。同时为了加快状态趋于一致的速度,设计了一种快速一致性算法,给出了系统的最大允许延迟。将快速一致性算法应用到协同制导中,与标准一致性算法的仿真对比,快速一致性算法下的各导弹状态趋于一致的时间缩短,弹间需要通讯的时间减少,使各导弹更快进入末制导段。

摘要： 军事/Military洛马试射“精确打击导弹”洛马公司5月12日表示,其“精确打击导弹”(PrSM)在新墨西哥州白沙导弹靶场成功完成了第四次飞行测试,射程达400km。该导弹由HIMARS导弹发射器发射,并以预定的制导精度飞向目标区域,成功展示了高精度打击能力。测试内容包括确认飞行轨迹、从发射到命中全过程的射程和精度,以及战斗部毁伤效能、与HIMARS导弹发射器集成和导弹的整体性能。

摘要： 基于数据链通信的人在回路制导模式额外引入了射手动力学而且存在图像信号延时,含有射手动力学的控制回路会对目标在视场(LOS)中的误差角进行跟踪补偿,从而提升图像制导弹药的制导控制性能.为探究射手动力学和图像信号延时对人在回路制导性能的影响,基于真实的图像导引头模型及参数,设计校正网络以满足导引头稳定回路的性能需求;引入两类射手模型,针对射手模型2,优化模型结构并通过贴近真实环境的辨识实验得到动力学参数,弥补了现有建模的不足.基于射手对不同图像信号延时的适应性,对比研究了两类射手模型与不同图像信号延时对导引头控制系统稳定性、快速性和人在回路比例导引制导精度的影响.仿真结果表明:图像信号延时越长,导引头跟踪速度越低、误差角越大,制导系统的收敛时间越长;优化后的射手模型2及其参数辨识更准确地描述了射手的操作行为,对制导系统的影响较低且满足系统性能要求.

摘要： 导引头作用距离直接影响了激光末制导精度。通过理论分析和导引头实测结果分析目标倾角对导引头作用的影响,根据某型制导炮弹仿真和射击试验结果分析验证目标倾角对导引头作用距离和制导精度的影响,指出了在实际使用时目标倾角范围,也可采用机载照射目标顶部平面,以保证射击精度。

摘要： 导弹制导精度分析是导弹研制过程中一项必不可少的工作.本文以空空导弹为研究对象,在三维空间内,选用纯追踪和比例导引两种导引规律对空空导弹模型进行导引,给目标起始速度和目标起始位置加入随机误差,利用蒙特卡洛法分析加入误差前后导弹脱靶量变化.仿真结果表明,使用比例导引方法使导弹精度更高.

摘要： 激光半自主制导是20世纪60年代发展起来的制导新技术,激光导引装置主要是完成激光目标的捕获和偏差信号的计算.其工作过程是:激光目标指示器跟踪照射预定的目标,激光导引装置探测被照射目标反射回来的激光编码信号,识别出正确的激光回波信号后,计算出目标偏差位置信号.现激光导引装置多为捷联式或框架式结构,其体积、重量、成本、性能等方面都有一定的制约.经典型动力陀螺稳定系统在红外点源探测制导方面己经有几十年的研制发展历程，在跟踪解祸、制导精度等方面具有较大的突破，同时一积累了比较丰富的技术和土程经验。将四象限激光探测器应用在经典型动力陀螺中，不但解决了体积小、重量轻、低成本等问题，又能继承激光探测与动力陀螺的优越特性，保证了抗干扰、解耦、精度等关键技术。

摘要： 对于探月飞船跳跃式再入返回地球,气动参数(升力系数、阻力系数和大气密度)偏差是影响飞船制导精度的主要因素,为此研究如何利用自身携带传感器进行气动参数在线估计,并对预测环节的弹载气动参数进行修正来提高预测-校正法的制导精度是非常必要的.本文定义综合升力系数与综合阻力系数,并分析其辨识模型,以卡尔曼滤波理论为基础,对其进行在线估计及弹载数据修正,完成纵向、侧向制导律设计,提高制导方法的鲁棒性和精度.最后,考虑再入初始条件偏差和气动参数偏差,进行了蒙特卡洛仿真,结果表明:该估计方法能够在较短时间内得到估计结果,且估计精度高,同时,引入气动参数在线估计与修正的预测-校正制导方法,具有较高的制导精度和鲁棒性,对气动扰动有较强的适应性.

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： 针对无推力终止系统的四级小型固体运载火箭,进行多终端约束上升段制导方法研究,通过对传统运载火箭闭路制导方法改进,提出了基于终端目标约束的三级需要速度求法;根据脉冲轨道转移理论推导出瞄准导引算法,并基于该方法设计出能够满足轨道高度和速度约束的四级制导方法;通过仿真实验验证:整体制导方案使终端轨道半长轴偏差小于轨道高度的1‰,具有很好的鲁棒稳定性和较高的制导精度,以及较强的工程应用价值.

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： 低成本制导火箭来源于对无控火箭精确打击的需求,本文提出了一种基于捷联导引头的低成本高精度制导火箭方案,并对此方案的视线角速度提取方法进行了论证,通过蒙特卡洛数字仿真对CEP指标进行了计算,最后对几种制导方法进行了比较分析,得出了各制导方案适用的范围条件.

摘要： 低成本制导火箭来源于对无控火箭精确打击的需求,本文提出了一种基于捷联导引头的低成本高精度制导火箭方案,并对此方案的视线角速度提取方法进行了论证,通过蒙特卡洛数字仿真对CEP指标进行了计算,最后对几种制导方法进行了比较分析,得出了各制导方案适用的范围条件.

摘要： 低成本制导火箭来源于对无控火箭精确打击的需求,本文提出了一种基于捷联导引头的低成本高精度制导火箭方案,并对此方案的视线角速度提取方法进行了论证,通过蒙特卡洛数字仿真对CEP指标进行了计算,最后对几种制导方法进行了比较分析,得出了各制导方案适用的范围条件.

摘要： 本文提出了一种基于捷联导引头的低成本高精度制导火箭视线角速度提取方案,并对几种理论的视线角速度提取方案进行了论证,将每一条可能路径均进行了详细的分析,同时对研究结果进行了比较,最终找出一条工程较易实现的路径.

摘要： 本发明提供一种驾束制导体制下的多弹协同高精度制导控制方法，采用多弹协同制导的方式，将后续发射的导弹跟踪导引波束中心线过程中形成的跟踪误差发送给前续发射的导弹，前续发射的导弹将接收到的跟踪误差作为开环误差补偿指令，引入到其控制系统中，能够大幅度提高制导控制系统的型别，有效解决导弹跟踪导引波束中心线时，容易造成导弹脱靶甚至飞出导引波束而失控的问题；同时在完成跟踪误差的修正后，又根据前续发射的导弹获取的目标位置计算制导站跟踪目标过程中形成的目标指示误差，然后把目标指示误差发送给后续发射的导弹，让后续发射的导弹根据目标指示误差修正其跟踪的导引波束中心线，从而大幅度消除目标指示误差对导弹命中精度的影响。

摘要： 本发明公开了一种高精度高效率飞行器轨迹优化与制导切换方法。步骤1：在初次进行制导指令计算时，应用基于凸优化的在线轨迹规划方法进行制导指令计算，并保存计算结果，作为后续计算的初值猜测；步骤2：完成首次在线轨迹规划后，在同一规划周期内，并行应用基于凸优化的在线轨迹规划方法和多项式制导方法，分别得到凸优化和多项式制导指令uCVX和uIGM；步骤3：当||uCVX‑uIGM||＜δ，δ为偏差要求范围，多项式制导方法规划精度满足要求，此时，切换至多项式制导方法进行制导计算，否则采用基于凸优化的在线轨迹规划方法计算的制导指令飞行；步骤4：切换至多项式制导计算制导指令后，直接应用多项式制导方法计算制导指令和关机时间，直至着陆。

摘要： 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤：计算目标坐标系下的弹目视线转率；计算目标坐标系下的需求速度转率；目计算标坐标系下的需求过载；根据弹体外形结构的对称类型，确定控制指令并发送给下一级自控系统。本发明解决了传统比例导引在过顶攻击时存在的奇异问题，适用于各种精确打击飞行任务。

摘要： 本发明提供一种驾束制导体制下的多弹协同高精度制导控制方法，采用多弹协同制导的方式，将后续发射的导弹跟踪导引波束中心线过程中形成的跟踪误差发送给前续发射的导弹，前续发射的导弹将接收到的跟踪误差作为开环误差补偿指令，引入到其控制系统中，能够大幅度提高制导控制系统的型别，有效解决导弹跟踪导引波束中心线时，容易造成导弹脱靶甚至飞出导引波束而失控的问题；同时在完成跟踪误差的修正后，又根据前续发射的导弹获取的目标位置计算制导站跟踪目标过程中形成的目标指示误差，然后把目标指示误差发送给后续发射的导弹，让后续发射的导弹根据目标指示误差修正其跟踪的导引波束中心线，从而大幅度消除目标指示误差对导弹命中精度的影响。

摘要： 本发明公开了一种全捷联制导武器制导精度评估方法，主要解决当前全捷联制导武器误差精度评估方法存在的不足，即在全捷联制导武器制导工具误差分离时无法将误差中的高阶项完整辨识出来，制导方法误差分离时无法将气动力偏差和推力偏差区分开，这使得精度评估方法的适应性不足。因此为了提高算法的适应能力及满足高精度打击任务需求，根据制导工具误差系数和横纵程偏差的微分导数关系，推导出主动段关机时刻速度偏差与制导工具误差系数之间的关系，通过引入发动机喷管摆动角度和发动机室内压力，将推力偏差和气动力偏差剥离开来，采用双向滤波方法，快速迭代求解制导方法误差。

摘要： 本发明公开了一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，包括：获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差；对惯性制导遥外测速度误差和位置误差进行开环修正和补偿，得到遥外测速度观测量；根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型；采用最小二乘法求解出制导工具误差的值；根据求解出的制导工具误差的值，对遥外测速度观测量进行补偿，以提高惯性制导精度。本发明克服了现有方案忽略速度反馈、位置反馈时近似线性化引起速度环境函数与遥外测速度误差不匹配，进而导致不能精确求解惯性制导工具误差系数的不足的问题。

摘要： 本发明涉及一种结合相关性和显著性检验的提高惯性制导精度的方法，属于惯性导航技术领域；步骤一、根据遥外测误差矩阵、环境函数矩阵和制导工具误差系数，建立制导工具误差模型；步骤二、确定环境函数矩阵的全部基向量，并构成基矩阵；步骤三、用基矩阵表示非基向量矩阵，计算各参数列矩阵的值，构成参数矩阵；步骤四、通过原有制导工具误差系数和参数矩阵建立新制导工具误差系数的方程；步骤五、通过基矩阵和新制导工具误差系数建立遥外测误差矩阵的方程，计算新制导工具误差系数；步骤六、对遥外测误差矩阵进行补偿，计算残差；本发明克服了现有方法不能精确求解惯性制导工具误差系数的不足，提高了惯性制导的精度。

摘要： 本发明公开了一种基于速度和位置误差闭环反馈的提高惯性制导精度的方法，包括：对速度环境函数进行闭环反馈；获取惯性制导遥外测速度误差；根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型；根据速度环境函数，采用最小二乘法求解出制导工具误差的值；根据求解出的制导工具误差的值，对惯性制导遥外测观测量进行补偿，以提高惯性制导精度。本发明克服了现有方案忽略速度反馈、位置反馈时近似线性化引起速度环境函数与遥外测速度误差不匹配，进而导致不能精确求解惯性制导工具误差系数的不足的问题。

摘要： 本发明公开了一种全捷联制导武器制导精度评估方法，主要解决当前全捷联制导武器误差精度评估方法存在的不足，即在全捷联制导武器制导工具误差分离时无法将误差中的高阶项完整辨识出来，制导方法误差分离时无法将气动力偏差和推力偏差区分开，这使得精度评估方法的适应性不足。因此为了提高算法的适应能力及满足高精度打击任务需求，根据制导工具误差系数和横纵程偏差的微分导数关系，推导出主动段关机时刻速度偏差与制导工具误差系数之间的关系，通过引入发动机喷管摆动角度和发动机室内压力，将推力偏差和气动力偏差剥离开来，采用双向滤波方法，快速迭代求解制导方法误差。

摘要： 本发明公开了一种提高卫星制导弹药制导精度方法，本发明的方法估计弹目视线角速率的结果相对真实值虽然也有发散，但发散幅度很小且与全程与真实值接近，这意味着制导指令与真实的需用指令相匹配，对弹体的制导精度有利；有效抑制了弹药的脱靶量，提高了制导精度，增强了弹药的平均毁伤能力。