导弹过载受限的鲁棒滑动扇区导引律

Precision guidance technology is one of the key technologies to construct system to system combat capabilities. Under complex battlefield environments, system parameters are confronted with strong uncertainties. For high speed maneuvering target, for example, hypersonic vehicle, missile acceleration saturation will occur easily. In large combat airspace, aerodynamic parameters vary greatly. These factors can severely degrade the performance of guidance, which will even cause the line of sight angular rate divergence and large miss distance. Therefore, in this project, sliding sector control method is used to design robust guidance law with acceleration constraint. Firstly, based on the robust control theory, a novel method for the design of robust sliding sector is studied and is applied to the guidance law design. Then, the acceleration requirement and the handover condition between midcourse guidance and terminal guidance are studied. Based on the above research, the missile autopilot dynamics, adaptive estimate of target acceleration and impact angle constraint are further considered for practical applications. Some previous developments have been achieved, and the final purpose of this project is to propose high precision guidance law design methods to satisfy more and more complex environments in system to system battlefield , which can provide technical support for the relevant engineers.

精确制导技术是构建体系作战能力的关键技术之一。在复杂战场环境下，系统参数存在较大不确定性；对于高速大机动目标，例如高超声速飞行器，导弹过载容易发生饱和；作战空域大，导致全空域气动参数变化范围大。这些因素影响制导精度甚至会导致视线角速率发散造成脱靶。本项目采用滑动扇区控制方法，研究导弹过载受限的鲁棒制导律设计问题。首先基于鲁棒控制理论，研究一种新的鲁棒滑动扇区的设计方法，并将其应用于制导律的设计。然后，研究鲁棒滑动扇区导引律所需过载要求和中末制导的交班条件。在此基础上，进一步考虑导弹自动驾驶仪动态特性，目标加速度自适应估计，攻击角度约束的问题，以满足实际工程需要。本项目目前已取得一定研究基础，其最终结果是希望提出高精度导引律设计方法以适应体系作战日益复杂的战场环境，为相应的工程技术人员提供技术支持。

高精度快响应精确制导技术是拦截临近空间高速机动目标，实现直接碰撞杀伤核心技术之一。临近高超声速飞行器飞行速度快，作战空域大，现代战场环境日趋复杂，这些因素影响制导精度甚至会导致视线角速率发散造成脱靶。本项基于鲁棒控制理论和有限时间稳定理论，设计一种对参数不确定性和外界干扰具备鲁棒性的新的滑动扇区，将其应用于导引律设计。.基于滑动扇区控制理论和有限时间稳定理论，提出了有限时间滑动扇区。针对三维空间非线性制导模型，采用微分Riccati方程给出了一种可以得到解析的有限时间滑动扇区的设计方法。选取导弹和目标的切向相对速度为状态变量，将目标机动加速度视为有界干扰，假设其干扰上界可以提前估计得到。根据得到的有限时间滑动扇区，提出了一种有限时间滑动扇区制导律。考虑到导弹过载受限的情况，进一步给出了有限时间滑动扇区制导律能够保证在制导过程结束之间收敛至零的条件。.在实际应用中，目标机动加速度及其上界难以精确无延时地测量得到，而且导弹自动驾驶动态延时会对制导精度产生不良影响。考虑到导弹自动驾驶仪动态特性，将目标加速度视为有界干扰，采用动态面控制设计了导弹三维非线性制导律。设计时，不需要提前估计目标机动加速度的上界，而是基于Lyapunov稳定理论，采用了自适应律估计目标加速度的界。为了补偿导弹过载饱和的影响，引入了额外的一阶低通滤波器。制导律的最终表达式中，不含视线角速率的高阶导数，偏于实现。在理论上分析了自适应动态面制导律与经典比例导引、滑模制导律和鲁棒制导律的联系与区别。仿真结果表明，该制导律能够有效补偿自动驾驶仪动态特性和过载饱和的影响，能够以较高的精度拦截机动目标。在此基础上，进一步考虑导弹自动驾驶仪动态特性，目标加速度自适应估计，攻击角度约束，研究滑动扇区导引律设计问题以满足实际工程需要。