基于遗传算法的最优导引律

该文利用遗传算法对线性二次型性能指标最优过程问题中权系数矩阵进行了优化,得到组合性能指标最优的导引律。推导出了一种适用于反坦克导弹击顶制导的最优的导引律,通过仿真计算论证了该导引律的有效性。     

一种具有时间约束的最优导引律设计方法

针对导弹空中弹道多约束控制的需求,根据最优控制理论的设计思想,设计了一种具有飞行时间约束的导引律设计方法。该方法首先建立了弹目相对运动模型,推导了无量纲化的弹体运动状态方程,将终端约束要求转化为具有末端约束条件的最优控制问题;然后通过在具有弹道倾角约束的最优导引律中引入时变修正项,实现了对导弹飞行时间的准确控制;最后在不同初始条件和约束要求下,通过弹道仿真实验。实验表明,该方法能够满足多约束的指标要求,具有一定了鲁棒性能。     

基于脱靶量约束的捷联体制制导系统稳定域研究

针对导弹总体设计中捷联体制下合理选取制导系统隔离度指标的问题,提出了基于脱靶量约束的制导系统稳定域确定方法.首先分析了捷联相控阵雷达导引头隔离度寄生回路产生的原因,建立了含有隔离度寄生回路的比例导引制导系统模型;其次利用劳斯判据和伴随法确定了脱靶量约束下的制导系统稳定域,分析了制导参数对脱靶量约束下的制导系统稳定域的影响,并求得脱靶量约束下制导系统稳定边界的解析表达式和近似解;最后通过伴随法对确定的脱靶量约束下的制导系统稳定域进行仿真验证.研究结果表明,基于脱靶量约束下确定的制导系统稳定域满足脱靶量约束条件,可以用于指导导弹总体指标分配以及制导系统工程师对制导参数的选取.      

导引律研究现状及其发展

本文在研究和分析国内外大量关于导引律的研究成果基础上,系统地论述了几种导引律的研究现状,分析了它们的优缺点,介绍了当前相关领域类似问题的研究成果及发展,为导弹制导与控制及相关问题研究提供了参考。     

一种基于落角约束的偏置比例导引律

为增大反坦克导弹的命中落角,提高毁伤效果,建立了击顶弹道末制导段的弹目相对运动模型,提出了一种基于落角约束的偏置比例导引律,并研究了落角约束对导引律法向过载的影响,通过设计盲区控制方案减小了命中点法向过载,最后基于导引弹道仿真与传统比例导引律以及两种其它类型的改进比例导引律进行了仿真比较. 仿真结果表明,该偏置比例导引律控制落角能力较强,同时具有较高的命中精度.      

AGV自动导引运输车制导系统的改进

自动导引运输车（AGV）系统在生产中已被广泛应用,其传统的导引系统存在制造成本高,更改维护行进路线比较困难,对现场环境要求高等较多不足。本文主要介绍一种红外对管对黑白色产生的不同输出信号,从而识别行进路线的传感器部件的工作原理、安装、调试过程。使相关人员对此导引模式有了一种更新的认识,降低了AGV系统的生产使用成本,也同时对AGV系统进一步推广有积极的作用。     

攻击机动目标的最优导引规律

建立了导弹一目标攻击简化数学模型，提出一种随机最优导引规律；运用卡尔曼滤波理论，引进了机动目标加速度和量测系统的不确定性；通过数字仿真，分别和传统比例导引规律、扩展比例导引规律相比较，表明了该规律的最优性。     

基于粒子群算法的导弹模糊导引律设计

针对传统模糊制导律的模糊设计随意性,提出采用粒子群优化算法对模糊导引律的参数优化的方法．利用粒子群优化方法调整模糊变量隶属度,比例因子等参数,并通过反复优化使模糊推理规则接近于最优．该方法克服了模糊逻辑设计中的随意性,提高了模糊制导律的精度和鲁棒性．仿真结果表明了这种优化方法得到的模糊比例导引律明显优于传统比例导引律．     

增量比例导引的研究

比例导引规律相比于直接追踪法,跟踪精度有所提高,但是在目标机动性加大的情况下,传统比例导引规律控制精度仍不理想,而且指令加速度过载大。为此,在本文中提出一种增量比例导引方法,即保留传统比例导引规律基本比例形式不变,对视线角速度施以一增量后再比例导引。将该方法运用于不同运动轨迹目标的跟踪,证明该方法制导准确度提高,寻的时间短,实施简单。     

基于ISS稳定的三维导弹导引律

对已有的三维球坐标系导弹-目标相对运动模型进行适当变换,得到非奇异的导弹-目标相对运动的三维非线性模型,并对所得模型设计满足输入-状态稳定(ISS)的非线性鲁棒导引律.该导引律在跟踪机动目标的情况下,控制导弹-目标间相对距离,使其按指数渐近趋于零.仿真结果表明,所设计的导弹导引律实现了打击机动目标的目的,并且在鲁棒性方面具有优势,可为实际工程应用提供新的参考.     

带落点和落角约束的最优末制导律研究

为了研究带有落角约束的最优末制导律,利用拉格朗日法,构造带有落点和落角约束的导弹运动方程,研究了制导系统中的动力学滞后对脱靶量和落角误差的影响. 指出高阶动力学滞后的时间常数是影响误差的主要因素,而系统阶数对误差收敛时间的影响较小. 研究结果表明,增加末导时间可以减小导弹的脱靶量和落角误差,并给出满足脱靶量和落角误差要求所需要的最少末导时间与时间常数的关系.     

一种适用于图像制导导弹的制导律

目的　为便于目标识别和捕获,并避免碰框,研究在低巡航速度的条件下,减小图像导引头的需用框架角; 方法　将框架角信号和视线角速度信号进行综合,形成一种积分比例导引规律; 将其仿真结果与三点法、比例导引法进行比较; 结果　这种方法的需用框架角明显小于三点法和比例导引; 结论　该方法允许导弹以较低巡航速度飞行而不碰框,适用于各种图像制导导弹;     

考虑一阶驾驶仪动力学的角度控制最优制导律

为研究考虑驾驶仪动力学的最优制导律,构造了引入一阶驾驶仪动力学的导弹运动方程. 基于带终端状态约束的最优控制问题,将传统的目标权函数扩展为导弹剩余飞行时间负n次幂的形式,推导得到考虑一阶驾驶仪动力学的最优制导律通用表达式. 通过将目标函数的终端状态权系数选为无穷大,化简得到考虑一阶驾驶仪动力学的角度控制最优制导律OIACGL-1,并讨论了OIACGL-1的两种简化形式. 引入落角约束和初始方向误差,分析了OIACGL-1系统的归一化加速度特性;分析指出,OIACGL-1系统在n≥0时的终端加速度指令严格为0,对应的终端加速度响应近似为0.      

一类扩展的弹道成型制导律

以导弹剩余飞行时间的幂函数为基础构建扩展的目标罚函数,利用Schwartz不等式,推导得到扩展的带落点和落角约束的最优制导律簇,给出了两类衍生形式的扩展弹道成型制导律簇. 在终端落角约束下,针对罚函数的不同指数n、制导动力学阶数以及不同的导引头和驾驶动力学权状态,研究了第一类衍生形式弹道成型的量纲一加速度、位置、角度脱靶量特性. 研究结果表明,末导时间达到制导动力学滞后时间常数的15倍左右时,量纲一位置和角度脱靶量均收敛到0附近;指数n越大,位置和角度脱靶量振荡越厉害;动力学阶数越高,位置脱靶量振荡越厉害. 最后指出,提高导引头响应速度比提高驾驶仪响应速度能更有效地降低系统位置和角度脱靶量.      

限制导弹落角和落点的最优制导律

推导一种能命中目标并保证大落角的最优制导律,在目标函数中用罚函数代替终点限制条件,利用拉格朗日乘子法和欧拉方程推导出使目标函数极小化的条件,得出以导弹侧向位移,侧向速度两个状态以及导弹速度,剩余飞行时间表示的最公有制导律,并可转化为可用硬件实现的由目标视线角和目标视线角速度两个状态表示的最优制导律。     

具有终端位置和角度约束的广义弹道成型制导律

针对导弹终端位置和角度约束制导问题,提出了基于剩余飞行时间控制权函数,采用Schwartz不等式推导了最优制导律,并在小角假设基础上将其表述为便于工程实现的广义弹道成型制导律.分别利用Schwartz不等式和伴随函数法研究了无动力学滞后系统的量纲一制导指令和一阶动力学滞后系统的量纲一位置与角度脱靶量特性.最后,给出了包含可用过载限制的制导阶次设计方法.结果表明,该最优制导律不但能同时满足终端位置和角度需求,而且通过设计合理的制导阶次可减小末端需用过载,间接控制终端攻角.     

基于线性二次型高斯（LQG）理论的最优制导规律

以线性二次型高斯（LQG）理论为基础，研究一种最小化末端脱靶量和拦截周期内控制能量消耗的具有可变有效导航比的LQG最优制导规律，分析了这种制导规律的有效导航比及其在战术导弹上的应用，应用伴随方法对这种制导规律进行制导性能仿真计算。结果表明：这种制导规律的控制精度高，机动过载要求小。     

基于自适应趋近律的三维最优滑模制导律设计

一般的最优滑模制导律控制只在滑模面上具有鲁棒性,忽略了趋近过程中的鲁棒性问题.借鉴三维最优变结构制导规律的研究方法,首先建立最优导引律下的理想运动模型和受干扰及参数摄动情况下的实际运动模型,而后定义状态误差矢量,并在此基础上设计滑模面和改进趋近律,控制误差矢量趋于稳定,从而减弱了抖振,减小了能量消耗,实现对目标的三维立体精确打击,满足实际战场的作战需求.