落角
- 考慮落角約束和氣動(dòng)不確定性的固定時(shí)間制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法
慮氣動(dòng)不確定性和落角約束的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)。然而,上述基于反步控制和動(dòng)態(tài)面思想給出的方法只能實(shí)現(xiàn)半全局漸近最終有界穩(wěn)定,而非有限時(shí)間穩(wěn)定[23]。因此研究有限時(shí)間收斂的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法具有重要的實(shí)際意義。作為有限時(shí)間穩(wěn)定性理論的擴(kuò)展,固定時(shí)間穩(wěn)定性引起收斂時(shí)間上界不依賴(lài)于初始條件而被廣泛的關(guān)注。然而,固定時(shí)間制導(dǎo)方法僅適用于二階系統(tǒng),無(wú)法直接應(yīng)用到導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題?；谏鲜龇治?文中研究考慮落角約束和氣動(dòng)不確定性的固定時(shí)間制導(dǎo)控制一體化
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2023年4期2023-09-15
- 基于改進(jìn)PSO 算法對(duì)榴彈最佳殺傷面積的計(jì)算
積的因素有落速、落角和炸高［1-3］。馬永忠等通過(guò)編程計(jì)算的方式對(duì)影響殺傷面積的主要因素進(jìn)行了分析［4］。孫韜等通過(guò)數(shù)值模擬和試驗(yàn)的方法得到了有效炸高的范圍，其炸高的上下限值相差達(dá)到1.7 m［5］。應(yīng)國(guó)淼等基于射擊線(xiàn)技術(shù)對(duì)殺傷面積進(jìn)行了計(jì)算［6］。上述文章均需要采用傳統(tǒng)的計(jì)算方法要根據(jù)所需要結(jié)果的精度，通過(guò)數(shù)論網(wǎng)格法來(lái)計(jì)算，由于計(jì)算點(diǎn)數(shù)的限制，導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果不夠精確。趙新通過(guò)歐拉距離法改進(jìn)了粒子群算法，通過(guò)引戰(zhàn)配合的方式，以對(duì)地面立姿人員為毀傷目標(biāo)，確定了
火力與指揮控制 2023年3期2023-05-19
- 破片戰(zhàn)斗部有效破片數(shù)影響規(guī)律研究
的飛散規(guī)律。彈丸落角也會(huì)影響破片的飛散效果，洪豆等[5]結(jié)合理論和仿真計(jì)算得出了不同落角、落速和炸高情況下預(yù)制破片戰(zhàn)斗部的殺傷面積。劉武[6]，厲相寶[7]，龔柏林[8]，李翔宇[9]通過(guò)數(shù)值模擬研究了不同類(lèi)型破片戰(zhàn)斗部破片飛散過(guò)程。航空炸彈常配備“觸發(fā)+延時(shí)”復(fù)合引信[10]，一般碰撞目標(biāo)后有一定的延期時(shí)間才會(huì)起爆彈丸，同時(shí)由于叢林戰(zhàn)場(chǎng)地面土質(zhì)松軟，航彈空中轟炸地面目標(biāo)時(shí)一般會(huì)出現(xiàn)侵徹地面一定深度后才發(fā)生爆炸的情況，這會(huì)導(dǎo)致侵入地面部分戰(zhàn)斗部飛散出的破片
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2023年1期2023-02-11
- 帶落角落速約束的導(dǎo)彈虛擬期望落角末制導(dǎo)律
段飛行器的落速和落角精度的重要性日益凸顯。以導(dǎo)彈為例,其殺傷概率、突防和機(jī)動(dòng)能力等性能指標(biāo)均與末端角度和落速密切相關(guān)，這兩個(gè)約束如果不滿(mǎn)足可能會(huì)發(fā)生跳彈現(xiàn)象。目前,國(guó)內(nèi)外對(duì)于末制導(dǎo)律的研究主要分為兩類(lèi)：非最優(yōu)制導(dǎo)律和最優(yōu)制導(dǎo)律。非最優(yōu)控制的末制導(dǎo)律主要采用修正比例導(dǎo)引,其主要手段是通過(guò)加偏置項(xiàng)實(shí)現(xiàn)落速的控制。在傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律上增加了時(shí)變偏差,可以拓寬末端角度的可達(dá)范圍。由于過(guò)載的限制,傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律存在一定的末端角度死區(qū)。Ratnoo等針對(duì)地對(duì)地任務(wù)將定向
宇航學(xué)報(bào) 2022年8期2022-09-23
- 帶落速落角約束的高超聲速飛行器俯沖軌跡規(guī)劃方法
跡還需滿(mǎn)足一定的落角和落速約束。對(duì)于飛行速度高、控制能力弱的高超聲速飛行器,復(fù)雜的約束使得俯沖段制導(dǎo)問(wèn)題極具挑戰(zhàn)。針對(duì)高超聲速飛行器的俯沖段制導(dǎo)問(wèn)題,現(xiàn)有研究多側(cè)重于落角約束的滿(mǎn)足。Lu等設(shè)計(jì)了一種比例導(dǎo)引參數(shù)自適應(yīng)調(diào)整的末制導(dǎo)律,可實(shí)現(xiàn)飛行器以固定落角命中目標(biāo)；在此基礎(chǔ)上,李惠峰等通過(guò)對(duì)制導(dǎo)參數(shù)進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)整,提升了落點(diǎn)與落角控制精度?？紤]俯沖段的機(jī)動(dòng)突防需求,文獻(xiàn)[8]和[9]分別基于正弦視線(xiàn)角曲線(xiàn)和螺旋機(jī)動(dòng)軌跡設(shè)計(jì)了制導(dǎo)方法,在保證落角約束的同時(shí),兼
宇航學(xué)報(bào) 2022年8期2022-09-23
- 基于預(yù)測(cè)校正的落角約束計(jì)算制導(dǎo)方法
律的設(shè)計(jì)中引入了落角約束。Ryoo等基于能量最優(yōu)性能指標(biāo)，選取剩余飛行時(shí)間的函數(shù)為性能指標(biāo)的權(quán)函數(shù)，推導(dǎo)了最優(yōu)落角約束制導(dǎo)律。張友安等應(yīng)用Schwarz不等式求解了有無(wú)控制系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)情況下最優(yōu)制導(dǎo)律的一般表達(dá)式。Erer等在比例導(dǎo)引律的基礎(chǔ)上附加角度約束偏置項(xiàng)，通過(guò)偏置項(xiàng)縮小落角誤差，實(shí)現(xiàn)落角控制。Liu等針對(duì)使用脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)控制的飛行器，提出了帶角度約束的最優(yōu)脈沖制導(dǎo)律。Park等選取剩余飛行距離的函數(shù)為性能指標(biāo)的權(quán)函數(shù)，推導(dǎo)了帶視場(chǎng)角約束的落角約束制導(dǎo)律
航空學(xué)報(bào) 2022年8期2022-09-07
- 落角與視場(chǎng)約束制導(dǎo)控制一體化策略
擊過(guò)程中需要考慮落角約束和視場(chǎng)角約束。目前已有較多制導(dǎo)律設(shè)計(jì)的相關(guān)文獻(xiàn)如文獻(xiàn)[6-8]考慮了這兩種約束，主要采用方法有障礙李雅普諾夫函數(shù)法[6]、解析法[7]和多階段切換法[8]等，但并未考慮姿態(tài)系統(tǒng)。目前，制導(dǎo)控制一體化方法大多采用滑模變結(jié)構(gòu)、最優(yōu)控制方法、反演設(shè)計(jì)方法等傳統(tǒng)控制方法，比如Li等[9]針對(duì)一體化系統(tǒng)，采用滑模變結(jié)構(gòu)方法進(jìn)行控制，變結(jié)構(gòu)項(xiàng)會(huì)使控制量產(chǎn)生高頻抖振，影響系統(tǒng)的打擊精度，增加能耗，降低系統(tǒng)性能；Park等[10]采用最優(yōu)控制方法，
宇航學(xué)報(bào) 2022年12期2022-02-01
- 基于落角約束的偏置比例導(dǎo)引律的研究*
此時(shí)通過(guò)增大導(dǎo)彈落角并且控制落角精度來(lái)攻擊坦克防護(hù)薄弱部位(如炮塔頂部等)宜為一種較理想的毀傷方式[1]。對(duì)于導(dǎo)彈飛行末端帶落角約束制導(dǎo)律的研究，主要是基于比例導(dǎo)引律的改進(jìn)并結(jié)合現(xiàn)代控制理論形成約束條件[2-4]。影響導(dǎo)彈落角的方式有多種，如導(dǎo)彈初始高度、彈目距離等[5-6],而對(duì)導(dǎo)彈導(dǎo)引律的設(shè)計(jì)是最為關(guān)鍵的措施[7]，如王利芳等[6]、林德福等[8]通過(guò)在導(dǎo)引律中添加重力補(bǔ)償項(xiàng)，可以增大導(dǎo)彈的命中落角，但是落角提升的幅度有限，而且難以做到落角的精確控制。
現(xiàn)代防御技術(shù) 2021年6期2022-01-06
- 基于極限學(xué)習(xí)機(jī)的殺爆戰(zhàn)斗部末彈道參數(shù)優(yōu)化研究
以及戰(zhàn)斗部落速、落角、炸高等終點(diǎn)彈道因素對(duì)威力的影響,是殺爆戰(zhàn)斗部毀傷威力的重要指標(biāo)之一[1]。所以在戰(zhàn)斗部指標(biāo)設(shè)計(jì)過(guò)程中,獲得更大的殺傷面積是戰(zhàn)斗部設(shè)計(jì)者關(guān)注的重點(diǎn),因此對(duì)殺傷面積的求解以及末彈道參數(shù)的最優(yōu)化處理顯得尤為重要。目前可以通過(guò)數(shù)值仿真計(jì)算戰(zhàn)斗部殺傷面積[2],但仿真計(jì)算運(yùn)算周期較長(zhǎng),很難通過(guò)此方法得到最優(yōu)的末彈道參數(shù)。另一種求解方式是采用理論模型對(duì)殺傷面積進(jìn)行計(jì)算,通過(guò)概率密度函數(shù)描述破片的空間分布,得到殺傷面積函數(shù)[3],將殺傷面積函數(shù)看做
彈道學(xué)報(bào) 2021年3期2021-10-08
- 基于卡爾頓毀傷函數(shù)的殺傷榴彈效能評(píng)估模擬
化，沒(méi)有考慮彈藥落角對(duì)終點(diǎn)效應(yīng)的影響[3]，這對(duì)于低伸彈道武器而言是極其不利的。因此，迫切需要給出一種能夠更加真實(shí)的反映低伸彈道武器殺傷榴彈效能的評(píng)估方法。在以往的研究中，文獻(xiàn)[4-5]給出了蒙特卡羅方法在武器效能評(píng)估中的應(yīng)用。蒙特卡羅方法是一種依賴(lài)隨機(jī)變量的統(tǒng)計(jì)實(shí)驗(yàn)，求解數(shù)學(xué)、物理、工程技術(shù)問(wèn)題近似解的數(shù)值計(jì)算方法[6]。在武器效能評(píng)估領(lǐng)域，其常被用來(lái)進(jìn)行模擬打靶和計(jì)算目標(biāo)毀傷概率。文獻(xiàn)[7-10]對(duì)不同的毀傷函數(shù)進(jìn)行了介紹，其中卡爾頓毀傷函數(shù)(Carl
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2021年8期2021-09-03
- 基于改進(jìn)粒子群優(yōu)化算法的近炸引信最佳炸高計(jì)算方法
算方法通過(guò)炸高或落角計(jì)算的殺傷面積來(lái)表示[3-7]，該方法存在通過(guò)粗略的計(jì)算造成結(jié)果不夠精確。本文以靶場(chǎng)試驗(yàn)和實(shí)戰(zhàn)化射擊對(duì)精度和速度的需求為出發(fā)點(diǎn)，立足引信與戰(zhàn)斗部(簡(jiǎn)稱(chēng)引戰(zhàn))配合對(duì)毀傷威力的影響，建立相應(yīng)模型，利用粒子群優(yōu)化(PSO)算法去解決最優(yōu)化問(wèn)題，改進(jìn)傳統(tǒng)計(jì)算方法的精度[8-11]。PSO算法是一種智能優(yōu)化工具，該算法通過(guò)對(duì)鳥(niǎo)類(lèi)覓食過(guò)程的模擬，來(lái)尋找最優(yōu)解，可以用于多種優(yōu)化問(wèn)題中，同時(shí)，由于PSO算法存在收斂速度慢的問(wèn)題[12-13]，使其廣泛應(yīng)
兵工學(xué)報(bào) 2021年5期2021-06-24
- 破片戰(zhàn)斗部殺傷面積影響規(guī)律研究
評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)，落速、落角和炸高的改變都對(duì)其有一定的影響。軟件仿真、編程計(jì)算等技術(shù)的發(fā)展使得武器的研制難度和周期得以大大縮短，殺爆戰(zhàn)斗部威力場(chǎng)的研究一直都備受關(guān)注，在仿真軟件未普及之前，對(duì)地面目標(biāo)的殺傷威力計(jì)算最核心的問(wèn)題是求出破片殺傷的等概率曲線(xiàn)[2]。李景云[3]首次提出用等概率曲線(xiàn)來(lái)計(jì)算殺傷面積，通過(guò)實(shí)驗(yàn)得到的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果符合較好。趙麗俊等[4]對(duì)立姿人員、臥姿人員和輕型裝甲車(chē)輛等目標(biāo)的毀傷幅員進(jìn)行了分析和計(jì)算，得出不同情況下的最佳炸高。李衛(wèi)平等[5
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2021年5期2021-06-02
- 基于偏置比例導(dǎo)引的落角約束滑模制導(dǎo)律
969年,帶終端落角約束的制導(dǎo)理論在阿波羅計(jì)劃首次登月時(shí)得到了應(yīng)用[2]。Kim等[3]在機(jī)動(dòng)彈頭制導(dǎo)問(wèn)題中首次考慮落角約束問(wèn)題。文獻(xiàn)[4]提出了一種制導(dǎo)律,根據(jù)終端落角要求計(jì)算幾何圓弧彈道,之后給出控制指令使導(dǎo)彈跟蹤計(jì)算出的圓弧彈道。文獻(xiàn)[5]基于非奇異快速終端滑模和二階滑?？刂评碚?提出了一種帶落角約束的有限時(shí)間滑模制導(dǎo)律。文獻(xiàn)[6]以攻角作為控制指令,運(yùn)用滑模變結(jié)構(gòu)理論推導(dǎo)了滿(mǎn)足終端攻擊角度約束和攻角約束的制導(dǎo)律。文獻(xiàn)[7]提出了一種偽機(jī)動(dòng)比例導(dǎo)引律
系統(tǒng)工程與電子技術(shù) 2021年5期2021-05-06
- 針對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)的最優(yōu)滑模制導(dǎo)律設(shè)計(jì)
，還要求以特定的落角來(lái)打擊目標(biāo)。例如，對(duì)于坦克來(lái)說(shuō)，落角約束能使導(dǎo)彈以期望的角度攻擊坦克的薄弱部位，實(shí)現(xiàn)更有效的毀傷。而且，隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的需求，目標(biāo)的機(jī)動(dòng)性越來(lái)越強(qiáng)，這就對(duì)制導(dǎo)律提出了一定的要求，因此，有必要研究以機(jī)動(dòng)目標(biāo)為對(duì)象的制導(dǎo)律。近年來(lái)，具有落角約束的終端制導(dǎo)律引起了越來(lái)越多的關(guān)注，國(guó)內(nèi)外的學(xué)者進(jìn)行了許多相關(guān)的研究。文獻(xiàn)[1]針對(duì)直升機(jī)載空地導(dǎo)彈配裝多種戰(zhàn)斗部時(shí)不同落角的需求，利用最優(yōu)控制理論研究了帶有落角控制的制導(dǎo)律；文獻(xiàn)[2]研究了多約束條件下
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2021年1期2021-04-24
- 帶落角約束的均值聚類(lèi)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)滑模制導(dǎo)律研究
時(shí)，還能以特定的落角攻擊目標(biāo)關(guān)鍵位置。因此，帶有落角約束的末制導(dǎo)律目前逐漸成為國(guó)內(nèi)外學(xué)者的研究熱點(diǎn)。張亞松等[1]設(shè)計(jì)了一種帶落角約束的滑模變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律，將該制導(dǎo)律與優(yōu)化比例導(dǎo)引法進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果表明滑模變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律優(yōu)于比例導(dǎo)引法;辛騰達(dá)等[2]在滑模變結(jié)構(gòu)控制的基礎(chǔ)上針對(duì)滑模的抖振問(wèn)題，引入了徑向基函數(shù)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來(lái)調(diào)節(jié)滑模切換增益以削弱抖振;劉成亮等[3]應(yīng)用模糊控制和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)理論對(duì)滑模變結(jié)構(gòu)控制中的滑模趨近系數(shù)和滑模切換項(xiàng)增益進(jìn)行了自適應(yīng)調(diào)節(jié);張寬橋等[4
電光與控制 2021年3期2021-03-23
- 云爆戰(zhàn)斗部終點(diǎn)狀態(tài)對(duì)地面反射壓的影響試驗(yàn)研究
斗部終點(diǎn)作用時(shí)的落角、云團(tuán)離地高度、二次起爆位置等。由于導(dǎo)彈、航彈等武器平臺(tái)的自身特性，在作用終點(diǎn)時(shí)，戰(zhàn)斗部具有一定的落角、炸高等；同時(shí)，云爆戰(zhàn)斗部由于自身的特殊性，通過(guò)云團(tuán)大范圍覆蓋，爆轟毀傷目標(biāo)，因此，開(kāi)展云爆戰(zhàn)斗部終點(diǎn)落角、云團(tuán)炸高及二次起爆位置等終點(diǎn)作用參數(shù)對(duì)威力場(chǎng)的影響研究，對(duì)充分發(fā)揮云爆戰(zhàn)斗部的爆轟威力至關(guān)重要。目前國(guó)內(nèi)關(guān)于云爆戰(zhàn)斗部爆炸威力的研究工作[3-7]主要側(cè)重于特殊工況下的威力場(chǎng)分布特性研究，對(duì)終點(diǎn)落角、云團(tuán)炸高及二次起爆位置對(duì)云霧爆
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2021年6期2021-03-21
- 多約束條件下全捷聯(lián)制導(dǎo)空地導(dǎo)彈彈道方案研究
需兼顧制導(dǎo)精度與落角。上述技術(shù)難點(diǎn)制約了全捷聯(lián)式導(dǎo)引頭在空地導(dǎo)彈上的工程化應(yīng)用。針對(duì)全捷聯(lián)導(dǎo)引頭的技術(shù)特點(diǎn)，一些學(xué)者展開(kāi)了研究。LI等[4]提出了一種帶有落角和視場(chǎng)角約束的自適應(yīng)最優(yōu)制導(dǎo)律，通過(guò)引入IAW因子調(diào)節(jié)制導(dǎo)律以滿(mǎn)足相關(guān)約束；黃詰等[5]提出了一種偏置比例導(dǎo)引的間接撞擊角度控制方法，能夠適應(yīng)視場(chǎng)角和可用過(guò)載等約束條件；Yan等[6]研究了一種考慮自動(dòng)駕駛儀延遲的滑模制導(dǎo)律，對(duì)于目標(biāo)機(jī)動(dòng)具有一定的魯棒性，能夠補(bǔ)償自動(dòng)駕駛儀的延遲。王佩等[7]提出了將
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年1期2021-03-02
- 帶落角約束的大機(jī)動(dòng)目標(biāo)末制導(dǎo)律研究
具有精確性，滿(mǎn)足落角約束和脫靶量的要求。變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律具有較好的魯棒性和精確性，但滑模面開(kāi)關(guān)增益引起的抖動(dòng)問(wèn)題需要解決[1-4]。本文對(duì)帶落角約束的變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律進(jìn)行研究，為解決制導(dǎo)律中產(chǎn)生的抖動(dòng)問(wèn)題和滿(mǎn)足落角約束的脫靶量要求，引用模糊邏輯方法對(duì)其進(jìn)行模糊處理。當(dāng)目標(biāo)機(jī)動(dòng)很大時(shí)，為了避免導(dǎo)彈產(chǎn)生大過(guò)載，采用智能優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，在目標(biāo)經(jīng)典階躍機(jī)動(dòng)模式下，發(fā)現(xiàn)跟蹤大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的效果良好。1 彈目數(shù)學(xué)模型建立導(dǎo)彈與目標(biāo)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系如圖1所示。圖1中平行于x軸的水平線(xiàn)作
沈陽(yáng)理工大學(xué)學(xué)報(bào) 2020年3期2020-10-27
- 航空火箭殺爆彈動(dòng)態(tài)爆炸威力仿真分析
力的重要指標(biāo)，而落角、落速和炸高是影響破片在目標(biāo)區(qū)域散布的重要因素，且沖擊波的毀傷效果與炸高成反比，此外，落角和落速又與航空火箭殺爆彈被發(fā)射時(shí)刻載機(jī)距離目標(biāo)的相對(duì)位置相關(guān)，因此，研究航空火箭殺爆彈的毀傷威力與落角、落速和炸高之間的變化規(guī)律，使航空火箭殺爆彈威力得以充分發(fā)揮，具有一定的研究意義。從調(diào)研文獻(xiàn)來(lái)看，對(duì)于殺爆彈動(dòng)態(tài)爆炸已有學(xué)者進(jìn)行相關(guān)的研究[3-9]。金麗等[3]針對(duì)采用預(yù)制球形破片的某小口徑榴彈動(dòng)態(tài)爆炸時(shí)破片殺傷面積的計(jì)算建立了數(shù)學(xué)模型，獲得了在
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年8期2020-09-07
- 基于時(shí)間權(quán)函數(shù)的落角約束導(dǎo)引律中剩余時(shí)間的估計(jì)方法
理論可以得到滿(mǎn)足落角和脫靶量約束的最優(yōu)制導(dǎo)律[1-4]。針對(duì)這一問(wèn)題，不少文獻(xiàn)開(kāi)展了相關(guān)研究[5-7]。針對(duì)垂直平面內(nèi)的再入飛行器，文獻(xiàn)[1]提出了一種控制落角約束的最優(yōu)制導(dǎo)律；文獻(xiàn)[2]提出了一種帶落角約束的能量最優(yōu)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)；文獻(xiàn)[3]提出了考慮終端速度約束的最優(yōu)制導(dǎo)律，并且可以將速度約束直接轉(zhuǎn)變成終端落角約束；文獻(xiàn)[4]針對(duì)以不同的速度打擊機(jī)動(dòng)目標(biāo)的情況研究了帶落角控制的制導(dǎo)律，將該制導(dǎo)律與彈上預(yù)測(cè)目標(biāo)位置跟蹤器結(jié)合在一起；文獻(xiàn)[5]和文獻(xiàn)[6]針對(duì)
導(dǎo)航定位與授時(shí) 2020年4期2020-07-29
- 帶有雙曲正切加權(quán)函數(shù)的落角約束最優(yōu)制導(dǎo)律
要求導(dǎo)彈以一定的落角命中目標(biāo)；對(duì)于逆軌攔截高速運(yùn)動(dòng)目標(biāo)，則要求彈道導(dǎo)彈能夠?qū)?lái)襲彈頭進(jìn)行迎頭攔截.因此，研究帶有落角約束的末制導(dǎo)律具有重要的意義.針對(duì)含有落角約束的攔截打擊問(wèn)題，相關(guān)學(xué)者在傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律的基礎(chǔ)上提出了許多新的研究方法.文獻(xiàn)[1]通過(guò)在傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律的視線(xiàn)角速度項(xiàng)上增加一個(gè)偏置量，以實(shí)現(xiàn)落角約束的要求.文獻(xiàn)[2]則進(jìn)一步利用能量最小準(zhǔn)則優(yōu)化了偏置參數(shù)，提高了制導(dǎo)律的控制效率，使得優(yōu)化后的偏置比例導(dǎo)引律更適合于大氣層外攔截.文獻(xiàn)[3]針對(duì)靜止目
哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2020年4期2020-06-23
- 帶落角約束與過(guò)載約束的尋初比例導(dǎo)引法*
的要求越來(lái)越高。落角是導(dǎo)彈命中目標(biāo)時(shí)速度矢量與水平面之間的夾角，落角越大，對(duì)目標(biāo)的擊頂效果越好，對(duì)落角提出更高的要求，能夠使導(dǎo)彈末制導(dǎo)段的參數(shù)更加合理。國(guó)內(nèi)外大多采用帶落角約束的制導(dǎo)律來(lái)對(duì)落角加以限制，該方法主要分三類(lèi)[1]:一是采用最優(yōu)制導(dǎo)律的方法，如馮艷清[2]等人設(shè)計(jì)了帶落角約束的三維導(dǎo)引律，可以對(duì)靜止目標(biāo)及低速目標(biāo)以一定攻擊角度進(jìn)行攻擊；張友安[3]等人結(jié)合落角、目標(biāo)攻角及脫靶量設(shè)計(jì)了一種二次型最優(yōu)制導(dǎo)律，能夠滿(mǎn)足在高精度的前提下以一定落角進(jìn)行攻擊
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2019年4期2019-12-28
- 過(guò)虛擬交班點(diǎn)的能量最優(yōu)制導(dǎo)律
導(dǎo)彈以特定的終端落角對(duì)目標(biāo)進(jìn)行攻擊，以增強(qiáng)毀傷效果[10]，近年來(lái)考慮終端角度約束的制導(dǎo)律受到廣泛關(guān)注。文獻(xiàn)[11-12]通過(guò)求解含剩余飛行時(shí)間的線(xiàn)性二次最優(yōu)控制方程得到含終端角度約束的最優(yōu)制導(dǎo)律的一般形式。文獻(xiàn)[13]應(yīng)用Schwarz不等式研究了帶落角約束的任意加權(quán)最優(yōu)制導(dǎo)律，得到了制導(dǎo)律的一般表達(dá)式。文獻(xiàn)[14]針對(duì)高速/低速目標(biāo)攔截問(wèn)題，采用時(shí)變偏置角速率設(shè)計(jì)了一種三維聯(lián)合偏置比例導(dǎo)引律。文獻(xiàn)[15]研究了一種無(wú)剩余飛行時(shí)間的偏置比例導(dǎo)引律，在比例
航空學(xué)報(bào) 2019年12期2019-12-27
- 基于預(yù)測(cè)碰撞點(diǎn)帶落角約束的導(dǎo)引律設(shè)計(jì)
導(dǎo)引律可以實(shí)現(xiàn)對(duì)落角進(jìn)行控制，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、推導(dǎo)方便、易于控制的優(yōu)點(diǎn)［2］。關(guān)于實(shí)現(xiàn)落角約束的偏置比例導(dǎo)引律最早的研究，是Lee 等［3］在假設(shè)偏置項(xiàng)為常數(shù)的條件下，推導(dǎo)了帶落角約束的偏置比例導(dǎo)引律。此后，不斷有研究對(duì)偏置比例導(dǎo)引律進(jìn)行變形推導(dǎo)，但大多是針對(duì)地面固定目標(biāo)實(shí)現(xiàn)帶落角約束的制導(dǎo)控制，針對(duì)帶傾角運(yùn)動(dòng)目標(biāo)實(shí)現(xiàn)落角控制的偏置比例導(dǎo)引律鮮有報(bào)道。因此，本文針對(duì)坦克、地面裝甲車(chē)等運(yùn)動(dòng)目標(biāo)，設(shè)計(jì)了攻擊運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的偏置比例導(dǎo)引律。此外，制導(dǎo)律中涉及的一個(gè)重要參
火力與指揮控制 2019年10期2019-11-19
- 考慮自動(dòng)駕駛儀延遲的多約束末制導(dǎo)律
擊，同時(shí)考慮終端落角的約束，能夠使得導(dǎo)彈取得最佳毀傷效果[1]。攔截機(jī)動(dòng)目標(biāo)時(shí)，由于目標(biāo)信息未知，傳統(tǒng)的比例導(dǎo)制導(dǎo)性能大大降低[2]，而滑?？刂朴捎谄鋵?duì)外部干擾和內(nèi)部不確定性有較強(qiáng)的魯棒性，應(yīng)用在制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中取得了良好的效果。末制導(dǎo)中導(dǎo)彈為滿(mǎn)足落角要求，彈道通常較為彎曲，這可能導(dǎo)致目標(biāo)不在導(dǎo)彈的導(dǎo)引頭視場(chǎng)范圍內(nèi)，使導(dǎo)彈丟失目標(biāo)[3]。同時(shí)，導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀延遲也是影響制導(dǎo)精度的重要因素，因此，研究末制導(dǎo)律時(shí)同時(shí)考慮導(dǎo)彈落角和視場(chǎng)角約束并結(jié)合自動(dòng)駕駛儀的延遲影
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2019年10期2019-11-08
- 多終端約束條件的任意加權(quán)最優(yōu)制導(dǎo)律
，還要求以特定的落角來(lái)打擊目標(biāo)的薄弱部位，以提高毀傷效果?；诖?，多終端約束條件的制導(dǎo)律已成為國(guó)內(nèi)外學(xué)者研究的熱點(diǎn)，這些制導(dǎo)律在滿(mǎn)足脫靶量為零的同時(shí)，還要求滿(mǎn)足特定的性能指標(biāo)，例如大落角、飛行時(shí)間最短、控制能量最小等。近年來(lái)，多種控制理論在制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中得到應(yīng)用，其中基于最優(yōu)控制理論設(shè)計(jì)的制導(dǎo)律能得到解析的、狀態(tài)反饋形式的制導(dǎo)指令，所以得到了廣泛的應(yīng)用。文獻(xiàn)[1]中利用拉格朗日乘子法推導(dǎo)出了滿(mǎn)足單片機(jī)工作要求的限制落點(diǎn)與落角的最優(yōu)制導(dǎo)律，制導(dǎo)律形式包含彈目視
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2019年8期2019-09-02
- 身管火炮膛壓和最大射程落點(diǎn)諸元與初速關(guān)系經(jīng)驗(yàn)擬合公式
射程、飛行時(shí)間、落角、落速等彈道諸元參數(shù)數(shù)值信息往往不全，因而給性能、質(zhì)量分析和試驗(yàn)數(shù)據(jù)評(píng)估與鑒別帶來(lái)一定困難。本文針對(duì)上述問(wèn)題，提出了應(yīng)用1stOpt軟件以有多號(hào)發(fā)射裝藥的155 mm加榴炮普通榴彈、122 mm榴彈炮普通榴彈和120 mm迫擊炮彈為例，對(duì)內(nèi)、外彈道學(xué)運(yùn)動(dòng)方程簡(jiǎn)化分析的方法。1 擬合軟件介紹及擬合算例1.1 擬合軟件1stOpt(First Optimization)是我國(guó)七維高科有限公司獨(dú)立開(kāi)發(fā)的一套數(shù)學(xué)優(yōu)化分析綜合工具軟件包，主要用于
探測(cè)與控制學(xué)報(bào) 2019年1期2019-03-19
- 基于多項(xiàng)式函數(shù)求解的落角約束制導(dǎo)律
入制導(dǎo)也需要考慮落角約束，因此設(shè)計(jì)滿(mǎn)足角度約束的制導(dǎo)律是十分必要的[3]。針對(duì)具有落角約束的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)問(wèn)題，Zhengdong Hu等[4]利用最優(yōu)控制理論結(jié)合變結(jié)構(gòu)控制理論，通過(guò)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練得出等速趨近律的系數(shù)，得到三維空間下的具有落角約束的導(dǎo)彈最優(yōu)制導(dǎo)律。Yao Zhao等[5]利用有限時(shí)間收斂的滑?？刂坡稍O(shè)計(jì)了可全向攻擊的滿(mǎn)足導(dǎo)彈落角約束的制導(dǎo)律。Chang-Kyung Ryoo等[6]利用最優(yōu)控制理論得到了帶有落角約束的導(dǎo)彈的最優(yōu)導(dǎo)引律，可較為準(zhǔn)確
導(dǎo)航定位與授時(shí) 2018年5期2018-10-15
- 導(dǎo)引頭動(dòng)力學(xué)滯后下帶落角約束的最優(yōu)制導(dǎo)律
年首次推導(dǎo)了具有落角約束形式的末制導(dǎo)律，此后國(guó)內(nèi)外對(duì)帶落角約束的末制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)進(jìn)行了廣泛的研究，部分研究成果已經(jīng)得到了實(shí)際應(yīng)用[4,5]。加入落角約束是希望導(dǎo)彈能以大角度擊中目標(biāo)，但是大多數(shù)文獻(xiàn)在研究、推導(dǎo)帶落角約束的制導(dǎo)律時(shí)，過(guò)程中出現(xiàn)的俯仰角或者彈目連線(xiàn)角的三角函數(shù)與反三角函數(shù)時(shí)，為了計(jì)算與推導(dǎo)的方便性，均將其近似。本文為了增強(qiáng)制導(dǎo)律的準(zhǔn)確性，在帶落角的最優(yōu)制導(dǎo)律的推導(dǎo)過(guò)程中，俯仰角與彈目連線(xiàn)角的三角函數(shù)與反三角函數(shù)均采用不近似原則。最優(yōu)制導(dǎo)律在關(guān)于落
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2018年7期2018-07-31
- 殺爆戰(zhàn)斗部動(dòng)態(tài)破片威力場(chǎng)分布規(guī)律研究
， 往往受戰(zhàn)斗部落角、 爆高、 落速等參數(shù)的影響[1]. 而模擬仿真的運(yùn)用使武器的研制節(jié)省了大量的人力和物力， 推進(jìn)了戰(zhàn)斗部的設(shè)計(jì)水平[2-4]. 殺爆彈威力場(chǎng)的研究一直備受關(guān)注， 例如第二炮兵工程學(xué)院的李衛(wèi)平等、 北京理工大學(xué)的汪德武等、 中北大學(xué)的張國(guó)偉等、 西北機(jī)電研究所的李瑞等都對(duì)殺爆彈進(jìn)行了大量研究并取得顯著成果[5-16]. 本文在前人工作的基礎(chǔ)上， 采用成熟的理論模型， 結(jié)合仿真軟件， 自編數(shù)據(jù)處理程序， 對(duì)柱形殺爆戰(zhàn)斗部落角、 爆高、 落速
- 基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的自抗擾滑模導(dǎo)引律
駕駛儀動(dòng)態(tài)特性、落角約束、攻擊大機(jī)動(dòng)目標(biāo)、時(shí)間約束等，以及在導(dǎo)引過(guò)程中導(dǎo)彈、目標(biāo)、彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)的不完全建模和導(dǎo)引頭引入的噪聲等，使得很難實(shí)現(xiàn)更高準(zhǔn)確度的制導(dǎo)[1]。制導(dǎo)信息缺乏是影響制導(dǎo)準(zhǔn)確度的重要因素，特別是在考慮導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性情況下更為明顯[2]。目前，用于估計(jì)制導(dǎo)信息的主要方法有：擾動(dòng)觀測(cè)器、狀態(tài)觀測(cè)器、高增益觀測(cè)器、卡爾曼濾波等[3-5]。制導(dǎo)信息估計(jì)主要有兩個(gè)方面：1）未知的目標(biāo)機(jī)動(dòng)；2）導(dǎo)彈的動(dòng)態(tài)特性[6]。李雅靜[7]等基于改進(jìn)的CB
中國(guó)測(cè)試 2018年6期2018-07-05
- 聯(lián)合攻角約束視場(chǎng)角和落角的末制導(dǎo)律設(shè)計(jì)
，要求能以期望的落角較小的攻角擊中目標(biāo)，而采用傳統(tǒng)的比例導(dǎo)引律末端落角基本上已由初始制導(dǎo)視線(xiàn)角大小決定，不能主動(dòng)控制落角使得傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律在該類(lèi)武器中越來(lái)越難以適應(yīng)。因此，出現(xiàn)了最早由Kim研究的偏置比例導(dǎo)引律(BPNG)[1]，通過(guò)在傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律基礎(chǔ)上加上一個(gè)與落角偏差有關(guān)的偏置項(xiàng)構(gòu)成。此后，隨著越來(lái)越多的武器要求具有規(guī)定落角進(jìn)行攻擊，又出現(xiàn)了多種不同形式的帶落角約束導(dǎo)引律[2-3]，其中比較典型的一類(lèi)變系數(shù)比例導(dǎo)引律如文獻(xiàn)[4]中描述，其形式類(lèi)似BP
航天控制 2018年1期2018-04-02
- 重力和風(fēng)對(duì)三維多約束末制導(dǎo)性能的影響分析
和風(fēng)的干擾，滿(mǎn)足落角和末端攻角的約束。關(guān)鍵詞：三維;多約束;末制導(dǎo)律;落角;末端攻角;風(fēng);重力中圖分類(lèi)號(hào)：TJ765;V249.1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1673-5048（2018）06-0026-06[SQ0]0引言現(xiàn)有文獻(xiàn)已提出多種三維導(dǎo)引建模與導(dǎo)引律設(shè)計(jì)方法，包括雙平面分解法[1]、基于視線(xiàn)坐標(biāo)系的建模方法[2-5]、球面坐標(biāo)建模法[6]、微分幾何建模法[7]和李群建模法[8]等。為了提升打擊效果，文獻(xiàn)[9]提出了一種帶落角和末端攻角約束的二維最優(yōu)
航空兵器 2018年6期2018-02-26
- 落角約束最優(yōu)制導(dǎo)律在空地導(dǎo)彈上的應(yīng)用*
,但只能用于增大落角,不適用于小落角的情況,且對(duì)于落角期望值>30°的情況也不能很好適應(yīng)。采用變結(jié)構(gòu)理論[3]的帶落角約束制導(dǎo)律也有較多的研究,對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)具有較好的魯棒性,但是變結(jié)構(gòu)控制容易存在振顫問(wèn)題。目前直升機(jī)載空地導(dǎo)彈通常配裝有多種戰(zhàn)斗部。配裝破甲戰(zhàn)斗部時(shí),采用大角度頂攻方式可以對(duì)地面裝甲目標(biāo)進(jìn)行有效毀傷;但對(duì)于堅(jiān)固的工事目標(biāo),攻堅(jiān)戰(zhàn)斗部又對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)提出了小角度平射攻擊方式的要求。文中利用最優(yōu)控制理論研究帶有落角約束的制導(dǎo)律,通過(guò)設(shè)置不同的期望落角值
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2018年5期2018-02-21
- 一種落角約束的自適應(yīng)模糊滑模導(dǎo)引律
10000)一種落角約束的自適應(yīng)模糊滑模導(dǎo)引律王雪梅1, 邵國(guó)豪俊1, 許 哲1, 于 帆2(1.火箭軍工程大學(xué)，西安 710025； 2.中國(guó)科學(xué)院光電技術(shù)研究所，成都 610000)考慮末制導(dǎo)中的落角約束和過(guò)載約束，提出一種自適應(yīng)模糊滑模導(dǎo)引律，并采用李雅普諾夫穩(wěn)定性判據(jù)對(duì)其穩(wěn)定性進(jìn)行了證明。通過(guò)將落角與視線(xiàn)角聯(lián)系起來(lái)，從而設(shè)計(jì)滑模面實(shí)現(xiàn)落角約束。通過(guò)引入自適應(yīng)模糊推理系統(tǒng)消除滑模控制中的抖振，提高了導(dǎo)引律的實(shí)用性。由于模糊推理具有強(qiáng)大的自學(xué)習(xí)能力，可
電光與控制 2017年9期2018-01-11
- 利用反步控制法的帶角度約束制導(dǎo)律研究*
，就需要炸彈以大落角擊中目標(biāo)，最好能夠達(dá)到垂直攻擊[1]。因此，適用于制導(dǎo)炸彈的帶落角約束的制導(dǎo)律研究成為近年來(lái)的一個(gè)研究熱點(diǎn)。 一部分學(xué)者以變結(jié)構(gòu)理論為基礎(chǔ)，通過(guò)滑模面中加入落角約束項(xiàng)來(lái)設(shè)計(jì)帶落角約束制導(dǎo)律，這種制導(dǎo)律能夠很好的滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，但是存在控制量抖動(dòng)問(wèn)題[2]；還有一部分學(xué)者以落地速度傾角作為終端約束，以脫靶量、最小能量消耗為性能指標(biāo)，給出了一種適用于攻擊地面目標(biāo)的最優(yōu)制導(dǎo)律，同時(shí)滿(mǎn)足了精度和角度的要求[3]。但是，以上這些的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中的目標(biāo)
現(xiàn)代防御技術(shù) 2017年6期2018-01-02
- 基于LS-DYNA的導(dǎo)彈引信觸地過(guò)載仿真分析*
件對(duì)四種不同落速落角條件下的觸地過(guò)載進(jìn)行了仿真計(jì)算,得出了四種條件下的引信觸地過(guò)載曲線(xiàn),結(jié)合應(yīng)力波和過(guò)載在彈體內(nèi)的傳遞過(guò)程,總結(jié)出了以加速度傳感器為基礎(chǔ)的引信慣性觸發(fā)發(fā)火控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的相關(guān)規(guī)律。這些規(guī)律對(duì)慣性敏感元件的布局、引信強(qiáng)度校核和發(fā)火控制邏輯設(shè)計(jì)具有參考價(jià)值。引信;觸地過(guò)載;LS-DYNA;數(shù)值仿真0 引言由于電子安全系統(tǒng)具有安全性、可靠性高,通用性好,環(huán)境信息接收與處理能力強(qiáng),與制導(dǎo)系統(tǒng)融合便于實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)引信一體化等諸多優(yōu)點(diǎn)[1],在導(dǎo)彈引信中的應(yīng)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2017年3期2017-11-01
- 基于仿真的某中口徑艦炮彈丸入水前沖過(guò)載
丸不同落速、不同落角的入水過(guò)程,得到不同落速、落角和是否自轉(zhuǎn)等條件下的彈丸入水前沖過(guò)載。落速或落角越大,前沖過(guò)載越大、過(guò)載峰值寬度越小;小落角入水過(guò)程中彈丸姿態(tài)不穩(wěn)定,易發(fā)生跳彈,使前沖過(guò)載減小,甚至消失,并產(chǎn)生較大徑向過(guò)載;自轉(zhuǎn)對(duì)該彈丸入水前沖過(guò)載影響較小,可忽略;落速250 m/s、落角5°時(shí)的過(guò)載是引信慣性發(fā)火機(jī)構(gòu)發(fā)火準(zhǔn)確性設(shè)計(jì)要考慮的可信極限彈道環(huán)境,前沖過(guò)載峰值約為287g,持續(xù)時(shí)間約為1 ms。艦炮彈丸;仿真;彈道環(huán)境;引信;入水沖擊;前沖過(guò)載
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2017年1期2017-06-23
- 帶落角約束的鴨/尾舵復(fù)合控制導(dǎo)彈制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)
合在一起。針對(duì)帶落角約束問(wèn)題,文獻(xiàn)[5]宋建梅等設(shè)計(jì)了帶落角約束的制導(dǎo)律,并且解決了起控點(diǎn)過(guò)載較大的問(wèn)題。針對(duì)導(dǎo)彈大落角攻擊時(shí)單一舵面易出現(xiàn)飽和的問(wèn)題,文中以鴨/尾舵復(fù)合控制導(dǎo)彈作為研究對(duì)象,進(jìn)行了帶落角約束的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)。首先通過(guò)設(shè)計(jì)兩個(gè)滑模面來(lái)使落角達(dá)到期望值,并且利用指數(shù)趨近律克服了滑?？刂频亩墩駟?wèn)題,最后對(duì)攔截目標(biāo)的過(guò)程進(jìn)行了仿真,仿真結(jié)果表明制導(dǎo)控制一體化方案的可行性。1 制導(dǎo)控制一體化模型縱向平面內(nèi)彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系如圖1所示。圖1 彈目相
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2017年4期2017-05-03
- 考慮導(dǎo)引頭視場(chǎng)角和落角約束的制導(dǎo)方法
慮導(dǎo)引頭視場(chǎng)角和落角約束的制導(dǎo)方法張道馳1， 孫靜2， 溫求遒1， 夏群利1(1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京 100081；2.中國(guó)兵器科學(xué)研究院，北京 100089)針對(duì)空地武器采用最優(yōu)彈道成型制導(dǎo)律進(jìn)行大落角攻擊時(shí)易造成導(dǎo)引頭跟蹤誤差角大于其視場(chǎng)角而丟失目標(biāo)的問(wèn)題，提出一種滿(mǎn)足導(dǎo)彈導(dǎo)引頭視場(chǎng)角約束和落角約束的制導(dǎo)方法. 基于線(xiàn)性化模型和小角假設(shè)，得到了導(dǎo)引頭跟蹤誤差角的解析表達(dá)式，分析了影響導(dǎo)引頭跟蹤誤差角的因素及最大跟蹤誤差角的取值范圍. 在此基礎(chǔ)
北京理工大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年5期2016-11-22
- 一種適用于紅外制導(dǎo)彈藥的偏置比例導(dǎo)引律
于紅外制導(dǎo)彈藥的落角約束,提出了一種無(wú)需剩余飛行時(shí)間信息的偏置比例導(dǎo)引律。根據(jù)建立的彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)幾何模型和碰撞三角形,推導(dǎo)出了期望落角與需用偏置積分量之間的函數(shù)關(guān)系;求出了偏置比例導(dǎo)引無(wú)量綱彈道閉環(huán)解與穩(wěn)定域,并分析了不同因素對(duì)偏置比例導(dǎo)引律制導(dǎo)性能的影響;最后對(duì)比研究了偏置比例導(dǎo)引制導(dǎo)律與彈道成型的性能。仿真結(jié)果表明,偏置比例導(dǎo)引律在落角精度、制導(dǎo)精度與最大需用過(guò)載這些關(guān)鍵制導(dǎo)性能指標(biāo)方面接近于彈道成型制導(dǎo)律,適用于紅外制導(dǎo)彈藥對(duì)地面運(yùn)動(dòng)裝甲目標(biāo)的落角約
系統(tǒng)工程與電子技術(shù) 2016年10期2016-10-18
- 帶落角和時(shí)間約束的網(wǎng)絡(luò)化導(dǎo)彈協(xié)同制導(dǎo)律
100081）帶落角和時(shí)間約束的網(wǎng)絡(luò)化導(dǎo)彈協(xié)同制導(dǎo)律張春妍，宋建梅，侯博，張民強(qiáng)（北京理工大學(xué)宇航學(xué)院，北京100081）對(duì)網(wǎng)絡(luò)化導(dǎo)彈的協(xié)同攻擊問(wèn)題進(jìn)行了帶命中落角約束和攻擊時(shí)間約束的協(xié)同偏置比例導(dǎo)引律研究。對(duì)單枚導(dǎo)彈給出了帶命中落角約束的偏置比例導(dǎo)引律，并推導(dǎo)出了對(duì)應(yīng)的導(dǎo)彈剩余攻擊時(shí)間的估算表達(dá)式。針對(duì)網(wǎng)絡(luò)化導(dǎo)彈系統(tǒng)，根據(jù)各導(dǎo)彈的剩余攻擊時(shí)間之差對(duì)偏置比例導(dǎo)引律中的比例系數(shù)進(jìn)行調(diào)節(jié)，設(shè)計(jì)得到了同時(shí)滿(mǎn)足命中落角和攻擊時(shí)間約束的協(xié)同偏置比例導(dǎo)引律，進(jìn)一步從理
兵工學(xué)報(bào) 2016年3期2016-10-14
- 多約束條件下反演滑模制導(dǎo)律設(shè)計(jì)*
與戰(zhàn)斗部相匹配的落角。基于導(dǎo)彈末端視線(xiàn)角速度和落角多約束條件，文中結(jié)合滑模變結(jié)構(gòu)控制和反演法設(shè)計(jì)了一種反演滑模制導(dǎo)律。建立了導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程和末端視線(xiàn)角速度及落角多約束下的線(xiàn)性化模型，采用反演滑模設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)了制導(dǎo)律，最后進(jìn)行了六自由度數(shù)字仿真，結(jié)果表明該制導(dǎo)律能有效實(shí)現(xiàn)期望落角和中靶精度，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。關(guān)鍵詞：反演滑模；制導(dǎo)律；視線(xiàn)角速度；落角0 引言制導(dǎo)律是導(dǎo)彈在接近目標(biāo)的整個(gè)過(guò)程中應(yīng)遵循的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，它根據(jù)導(dǎo)彈與目標(biāo)的相對(duì)位置、相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系將導(dǎo)彈
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2016年1期2016-09-07
- 帶落角約束的導(dǎo)彈滑模制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)
71023)?帶落角約束的導(dǎo)彈滑模制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)趙晨東, 宋書(shū)中, 付主木(河南科技大學(xué) 信息工程學(xué)院，河南 洛陽(yáng)471023)為了提高導(dǎo)彈的制導(dǎo)精度和毀傷效果，研究了帶有落角約束的空地導(dǎo)彈制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題；在俯仰平面內(nèi)，將彈—目相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程和導(dǎo)彈力學(xué)方程相結(jié)合，建立了導(dǎo)彈一體化模型；在此基礎(chǔ)上，采用反演遞推方法，設(shè)計(jì)了帶有落角約束的導(dǎo)彈自適應(yīng)滑模制導(dǎo)控制一體化算法，并對(duì)其進(jìn)行了穩(wěn)定性分析；針對(duì)所設(shè)計(jì)的控制律，在不同的機(jī)動(dòng)目標(biāo)下進(jìn)行了仿真和對(duì)比分
計(jì)算機(jī)測(cè)量與控制 2016年1期2016-09-07
- 帶落角約束的空地導(dǎo)彈滑模末制導(dǎo)律研究*
30022)?帶落角約束的空地導(dǎo)彈滑模末制導(dǎo)律研究*辛騰達(dá),范惠林,王靖華,劉成亮,侯滿(mǎn)義(空軍航空大學(xué)，吉林 長(zhǎng)春130022)摘要：在空地導(dǎo)彈末制導(dǎo)的過(guò)程中,為了提高空地導(dǎo)彈的命中精度，追求最佳的打擊效果。設(shè)計(jì)了一種以零化彈-目視線(xiàn)角速率,及終端視線(xiàn)角與期望視線(xiàn)角之差為切換面的帶落角約束的空地導(dǎo)彈滑模末制導(dǎo)律。針對(duì)空地導(dǎo)彈滑模末制導(dǎo)律的抖振問(wèn)題，應(yīng)用徑向基函數(shù)(RBF)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)調(diào)整符號(hào)項(xiàng)增益的方法來(lái)削弱抖振。仿真結(jié)果表明該滑模末制導(dǎo)律能夠以期望的
現(xiàn)代防御技術(shù) 2016年2期2016-07-21
- 反坦克導(dǎo)彈帶落角約束滑模導(dǎo)引律研究*
控制反坦克導(dǎo)彈帶落角約束滑模導(dǎo)引律研究*楊鎖昌，張寬橋，李寶晨，張凱(軍械工程學(xué)院 導(dǎo)彈工程系，河北 石家莊 050003)為增大反坦克導(dǎo)彈終端落角，提高戰(zhàn)斗部的毀傷效能，基于終端滑?？刂评碚?，及彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型，選取彈目相對(duì)速度偏角作為滑模面，同時(shí)引入落角約束項(xiàng)，結(jié)合快速冪次趨近律，推導(dǎo)出了一種帶落角約束的滑模導(dǎo)引律。采用有限時(shí)間控制理論對(duì)導(dǎo)引律的穩(wěn)定性和有限時(shí)間收斂特性進(jìn)行了證明。最后基于彈道仿真，將該導(dǎo)引律與帶落角約束的偏置比例導(dǎo)引律進(jìn)行了對(duì)比仿真分
現(xiàn)代防御技術(shù) 2016年6期2016-02-24
- 帶有落角約束的間接Gauss偽譜最優(yōu)制導(dǎo)律
10094）帶有落角約束的間接Gauss偽譜最優(yōu)制導(dǎo)律陳琦，王中原，常思江（南京理工大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，江蘇南京210094）針對(duì)帶有落角約束的末制導(dǎo)問(wèn)題，提出了一種基于極小值原理和Gauss偽譜法的最優(yōu)制導(dǎo)律。以期望落角方向?yàn)樽鴺?biāo)軸定義了落角坐標(biāo)系，并在其中建立了線(xiàn)性化的導(dǎo)引運(yùn)動(dòng)關(guān)系方程。將控制系統(tǒng)簡(jiǎn)化為1階慣性環(huán)節(jié)，利用極小值原理得到正則方程，然后引入Gauss偽譜法進(jìn)行離散，將其轉(zhuǎn)化為代數(shù)方程，結(jié)合邊界條件，推導(dǎo)出最優(yōu)制導(dǎo)律的解析表達(dá)式，無(wú)需任何
兵工學(xué)報(bào) 2015年7期2015-11-17
- 組合導(dǎo)航系統(tǒng)狀態(tài)切換對(duì)末段導(dǎo)引的影響分析及措施研究
，自適應(yīng)更改預(yù)定落角的改進(jìn)方案可適應(yīng)不同的純慣性導(dǎo)航誤差，并降低了對(duì)彈道落角的影響。1 制導(dǎo)控制系統(tǒng)方案某飛行器的典型飛行彈道如圖1所示［9］，其中，0＜t＜t1為姿態(tài)穩(wěn)定段，t1≤t＜t2為爬升段，t2≤t＜t3為轉(zhuǎn)彎段，t3≤t為末導(dǎo)引段。圖1 典型飛行彈道示意圖Fig.1 The scheme of flight trajectory對(duì)于固定點(diǎn)攻擊模式，采用慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航的制導(dǎo)體制，導(dǎo)引信息由裝訂的目標(biāo)位置坐標(biāo)（Xt、Yt、Zt）和組合導(dǎo)航系統(tǒng)輸
導(dǎo)航定位與授時(shí) 2015年4期2015-07-09
- 一種帶有末端彈體姿態(tài)角約束的非線(xiàn)性制導(dǎo)律
目標(biāo)的機(jī)動(dòng)方式和落角約束，仿真結(jié)果表明，末端位移偏差小于0.5 m，末端落角可控制在0.01°范圍內(nèi)，末端法向加速度小于0.01 m/s2，該制導(dǎo)律能夠很好地滿(mǎn)足末端位移、落角和法向加速度約束。通用模型預(yù)測(cè)靜態(tài)規(guī)劃；制導(dǎo)律；落角約束；法向加速度約束；彈體姿態(tài)角約束目前，人們?cè)絹?lái)越關(guān)注帶有末端落角約束的制導(dǎo)律技術(shù)研究。以一定的末端落角對(duì)目標(biāo)進(jìn)行直接撞擊可以增強(qiáng)彈頭毀滅效果。例如，從上部對(duì)掩體內(nèi)的目標(biāo)進(jìn)行攻擊可以輕易擊穿多層防御結(jié)構(gòu)，反坦克武器從上部更容易摧毀
中國(guó)慣性技術(shù)學(xué)報(bào) 2015年2期2015-06-05
- 帶落角約束三維導(dǎo)引律在反坦克導(dǎo)彈上的應(yīng)用*
50003 )帶落角約束三維導(dǎo)引律在反坦克導(dǎo)彈上的應(yīng)用*任海龍，高敏，楊芳,方丹(軍械工程學(xué)院 導(dǎo)彈工程系，河北 石家莊 050003 )針對(duì)現(xiàn)代作戰(zhàn)環(huán)境不僅希望反坦克導(dǎo)彈脫靶量最小，還希望導(dǎo)彈命中目標(biāo)時(shí)姿態(tài)最佳的問(wèn)題，對(duì)傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律和帶落角約束的比例導(dǎo)引律進(jìn)行了研究，并提出了帶有碰撞角約束的三維比例導(dǎo)引律，即在俯仰通道采用帶落角約束的比例導(dǎo)引，在偏航通道采用傳統(tǒng)比例導(dǎo)引。最后以某型自尋的反坦克導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)為背景，通過(guò)結(jié)合導(dǎo)彈總體參數(shù)，建立彈體
現(xiàn)代防御技術(shù) 2015年3期2015-05-05
- 帶落角約束滑模變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律研究*
050003)帶落角約束滑模變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律研究*李鵬程，楊鎖昌，李寶晨，岳智革(軍械工程學(xué)院 導(dǎo)彈工程系，河北 石家莊 050003)反坦克導(dǎo)彈在攻擊目標(biāo)時(shí)，不僅希望得到最小的脫靶量，而且希望以一定的落角命中目標(biāo)，從而使戰(zhàn)斗部充分發(fā)揮其作戰(zhàn)效能，得到最佳毀傷效果。以簡(jiǎn)化后的彈-目相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型為基礎(chǔ)，改進(jìn)了一種自適應(yīng)滑模變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律，能夠同時(shí)滿(mǎn)足脫靶量和攻擊角度的雙重要求。同時(shí)，制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中綜合采用雙曲正切函數(shù)法和變開(kāi)關(guān)系數(shù)法，進(jìn)一步削弱了控制過(guò)程中產(chǎn)生的抖振
現(xiàn)代防御技術(shù) 2015年4期2015-05-05
- 一種帶副翼無(wú)傘末敏彈氣動(dòng)特性仿真分析*
構(gòu)對(duì)末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角和阻力系數(shù)有較大影響。當(dāng)翼展從150 mm增至250 mm時(shí),末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角從43°減至16°,阻力系數(shù)從0.78增至1.61。當(dāng)副翼斜置角從0°增至60°時(shí),穩(wěn)態(tài)落角、導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和阻力系數(shù)也在發(fā)生變化。這將為無(wú)傘末敏彈的設(shè)計(jì)提供有益參考。無(wú)傘末敏彈;計(jì)算流體力學(xué);氣動(dòng)特性;副翼0 引言末敏彈穩(wěn)態(tài)掃描技術(shù)主要包括有傘掃描和無(wú)傘掃描。大多數(shù)國(guó)家研制的末敏彈采用有傘掃描,如美國(guó)的“SADARM”末敏彈和德國(guó)的“SMART”末敏彈。末敏彈
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2015年4期2015-04-15
- 帶落角約束的固定配平攻角飛行器滾轉(zhuǎn)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)
10072)?帶落角約束的固定配平攻角飛行器滾轉(zhuǎn)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)耿克達(dá)，周 軍，林 鵬(西北工業(yè)大學(xué) 精確制導(dǎo)與控制研究所，西安 710072)固定配平攻角飛行器具有外形簡(jiǎn)單、控制通道少的優(yōu)點(diǎn)，但其升力大小不可控，為實(shí)現(xiàn)精確制導(dǎo)，解決其帶終端角度約束制導(dǎo)的問(wèn)題，提出了一種含虛擬目標(biāo)的滾轉(zhuǎn)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法。建立了含虛擬目標(biāo)的滾轉(zhuǎn)制導(dǎo)方程，給出了基本導(dǎo)引關(guān)系，并證明了該導(dǎo)引關(guān)系下設(shè)計(jì)的制導(dǎo)律能有效對(duì)飛行器落點(diǎn)與落角進(jìn)行控制。同時(shí)，給出了虛擬目標(biāo)詳細(xì)設(shè)計(jì)方法，并通過(guò)數(shù)值
固體火箭技術(shù) 2015年3期2015-03-13
- 迫擊炮彈對(duì)土壤目標(biāo)的侵徹規(guī)律仿真
產(chǎn)生彎曲。因此當(dāng)落角和速度滿(mǎn)足一定的條件時(shí)，彈丸會(huì)跳彈。不同種類(lèi)的介質(zhì)會(huì)有不同物理、力學(xué)特性，其對(duì)彈丸阻力的影響因子也不同。通常情況下，介質(zhì)阻力可寫(xiě)成：式（1）中，c1為與彈丸速度無(wú)關(guān)的阻力，稱(chēng)為靜阻力；c2為與彈丸速度一次方有關(guān)的阻力，又稱(chēng)粘滯阻力；c3為與彈丸速度二次方有關(guān)的系數(shù)，又稱(chēng)動(dòng)阻力。圖1 彈丸在介質(zhì)中侵徹時(shí)的受力情況Fig.1 Stress analysis of shell when penetrating in the medium1.2
探測(cè)與控制學(xué)報(bào) 2015年3期2015-01-13
- 導(dǎo)引頭量測(cè)誤差對(duì)落角約束最優(yōu)制導(dǎo)律制導(dǎo)精度的影響
束、同時(shí)帶落點(diǎn)和落角約束的最優(yōu)制導(dǎo)律［2－4］。在彈目視線(xiàn)角為小角度假設(shè)下，可以將上述制導(dǎo)律簡(jiǎn)化成導(dǎo)彈加速度指令與彈目相對(duì)速度、彈目視線(xiàn)角、彈目視線(xiàn)角速度以及導(dǎo)彈剩余飛行時(shí)間的表達(dá)式，其中，彈目視線(xiàn)角速度為核心物理量，可以由平臺(tái)或動(dòng)力陀螺導(dǎo)引頭直接測(cè)得［2－5］。簡(jiǎn)化后的制導(dǎo)律表達(dá)形式簡(jiǎn)單，易于工程實(shí)現(xiàn)。比例導(dǎo)引即為帶落點(diǎn)約束的最優(yōu)制導(dǎo)律的工程簡(jiǎn)化形式，在此基礎(chǔ)上發(fā)展了若干衍生形式，如增強(qiáng)型比例導(dǎo)引、積分比例導(dǎo)引、近似積分比例導(dǎo)引等［6－9］。而習(xí)慣上，一
彈道學(xué)報(bào) 2014年1期2014-12-26
- 帶落角約束與控制約束的縱向制導(dǎo)律①
標(biāo)類(lèi)型達(dá)到特定的落角，以獲得最佳的毀傷效果。這種需求促使帶落角約束的制導(dǎo)問(wèn)題得到廣泛研究。目前，研究的制導(dǎo)律包括改進(jìn)的比例導(dǎo)引律、最優(yōu)制導(dǎo)律、變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律及復(fù)合制導(dǎo)律等[1]。改進(jìn)的比例導(dǎo)引律是通過(guò)在經(jīng)典的比例導(dǎo)引律中增加偏置項(xiàng)[2]、引入變比例系數(shù)[3]等方法實(shí)現(xiàn)終端角度約束，對(duì)制導(dǎo)輸入信息要求較少，易于工程實(shí)現(xiàn)。最優(yōu)制導(dǎo)律是在一定的假設(shè)和簡(jiǎn)化基礎(chǔ)上，將帶落角約束的制導(dǎo)問(wèn)題轉(zhuǎn)化為帶終端約束的最優(yōu)控制問(wèn)題，并利用最優(yōu)控制方法得到的[4-6]。最優(yōu)制導(dǎo)律能夠
固體火箭技術(shù) 2014年3期2014-03-15
- 機(jī)動(dòng)再入體的帶落角約束擴(kuò)展比例導(dǎo)引律設(shè)計(jì)
)機(jī)動(dòng)再入體的帶落角約束擴(kuò)展比例導(dǎo)引律設(shè)計(jì)陶健1, 陳潔1,2, 趙紅超2, 李世改3(1.北京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化科學(xué)與電氣工程學(xué)院, 北京 100191; 2.海軍航空工程學(xué)院 控制工程系, 山東 煙臺(tái) 264001; 3.海軍航空工程學(xué)院 訓(xùn)練部, 山東 煙臺(tái) 264001)傳統(tǒng)的各種制導(dǎo)律都是以獲得最小脫靶量為最終目標(biāo),沒(méi)有考慮到導(dǎo)彈擊中目標(biāo)時(shí)刻的末端落角。為了保證非自旋再入體完成精確打擊目標(biāo)的任務(wù),針對(duì)非自旋再入體垂直打擊目標(biāo)的制導(dǎo)問(wèn)題,設(shè)計(jì)了一
飛行力學(xué) 2013年4期2013-11-04
- 小型電視制導(dǎo)空地彈大落角導(dǎo)引律設(shè)計(jì)方法*
般要求導(dǎo)彈采用大落角攻擊方式,由此提高了對(duì)導(dǎo)彈和彈上設(shè)備的性能要求,主要有以下幾個(gè)方面:a)要求在較小的結(jié)構(gòu)尺寸下盡量增大導(dǎo)引頭的下視框架角,以滿(mǎn)足導(dǎo)彈在機(jī)動(dòng)過(guò)程中對(duì)目標(biāo)的凝視要求;b)要求導(dǎo)引頭識(shí)別距離和工作高度盡量大,保證導(dǎo)彈有足夠的制導(dǎo)時(shí)間,盡量增大落角;c)要求導(dǎo)彈質(zhì)量小、升阻特性好,盡量提供大的可用過(guò)載,在實(shí)現(xiàn)大落角攻擊的同時(shí)保證較小的脫靶量。然而,在導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)時(shí),以上性能一般不能同時(shí)達(dá)到最優(yōu),因此,需通過(guò)導(dǎo)引律設(shè)計(jì)尋求滿(mǎn)足各方面約束的制導(dǎo)方案
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2011年3期2011-12-07
- 帶落角約束的自適應(yīng)比例制導(dǎo)律①
擊地面目標(biāo)的帶有落角約束的最優(yōu)制導(dǎo)律，它對(duì)有關(guān)期望姿態(tài)角的彈目幾何關(guān)系方程進(jìn)行了線(xiàn)性化，但因非線(xiàn)性彈目幾何關(guān)系方程是在慣性坐標(biāo)系中設(shè)計(jì)的，當(dāng)導(dǎo)彈以較大的姿態(tài)角攻擊機(jī)動(dòng)目標(biāo)時(shí)，文中所給出的線(xiàn)性化結(jié)果不能保證導(dǎo)彈能有效命中目標(biāo)。文獻(xiàn)［4］設(shè)計(jì)了一種基于落角約束的全向制導(dǎo)律，但僅對(duì)前向攻擊和垂直攻擊進(jìn)行了仿真，且導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)的姿態(tài)角對(duì)落角誤差影響很大。文獻(xiàn)［5］設(shè)計(jì)了一種帶攻擊時(shí)間和攻擊角度約束的變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律，但其制導(dǎo)律形式過(guò)于復(fù)雜。文獻(xiàn)［6］設(shè)計(jì)了一種對(duì)攻擊角度
固體火箭技術(shù) 2011年6期2011-08-31
- 基于光流信息的圓弧偏置比例導(dǎo)引規(guī)律
導(dǎo)彈的基于光流帶落角約束的導(dǎo)引規(guī)律,其具有更強(qiáng)的適應(yīng)性和更小的落角誤差,而且該導(dǎo)引律不要求彈目距離信息,克服了被動(dòng)尋的導(dǎo)彈不能測(cè)距的約束.基于采用光學(xué)傳感器和光流算法的測(cè)量模型,受昆蟲(chóng)導(dǎo)航的啟發(fā),利用光流信息進(jìn)行被動(dòng)尋的導(dǎo)彈的導(dǎo)引和控制.同時(shí)借鑒偏置比例導(dǎo)引律的結(jié)構(gòu),重新設(shè)計(jì)偏置項(xiàng),實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈以期望的落角命中目標(biāo).仿真表明,攔截地面運(yùn)動(dòng)目標(biāo)時(shí),該導(dǎo)引律在保證小脫靶量的同時(shí),基本達(dá)到期望的落角,對(duì)于測(cè)量噪聲也具有較好的魯棒性.光流;導(dǎo)彈;導(dǎo)引在連續(xù)變動(dòng)的圖像平
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2011年2期2011-03-16