末制导

摘要： 以滑翔增程制导炮弹为研究对象,研究其实现远程飞行和精确打击的导引律设计方法。为提高滑翔增程制导炮弹的射程,保证远距离飞行的稳定性,并实现对目标的精确打击,设计中、末制导结合的复合导引算法,采用经典PD控制方法进行中制导弹道跟踪算法设计;采用比例制导律设计末端精确导引算法;基于所设计的方法开展弹道仿真验证。仿真结果表明,导引算法能够实现不同射程的精确打击,满足设计要求。

摘要： 现代电子对抗领域中,对弹载合成孔径雷达(synthetic aperture radar,SAR)的景象匹配末制导系统产生持续有效的干扰是一个巨大的挑战。针对这一问题,本文研究了基于连续回波模拟的组合干扰策略来克服它。通过分析SAR的距离多普勒成像原理,并依据快速频域回波模拟算法,逆向地生成与掩护目标一致的虚假场景回波;通过剖析景象匹配的末制导过程中的薄弱环节,使用双通道干扰机释放可调干信比的模拟回波,形成连续图像帧的场景欺骗和压制干扰效果,以对导引头产生诱导;利用干扰机的平台照明特性,对不同通道的压制信号和欺骗信号强度进行适配来实现最优的干扰效能。数值仿真结果表明,本文提出的干扰决策方法对弹载SAR的景象匹配末制导系统有较好的破坏效果。

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： 针对带有终端攻击角要求的拦截弹末制导问题,提出了双闭环制导律。首先,建立弹目相对运动模型,设计内环控制视线角速度,消除目标速度扰动;外环控制视线角,实现视线角跟踪。然后,控制器参数补偿模型非线性参数,简化为线性系统实现视线角跟踪。最后,对该制导律与比例导引律、最优制导律开展仿真,对比分析针对不同速度目标的拦截效果。仿真结果表明:该制导律可实现视线角约束,且其末段弹道较比例导引律的末段弹道更平滑;对于高速的目标,该制导律可以保持良好的拦截效果和角度约束效果。

摘要： 现代新型反舰导弹末制导雷达部分采用相位编码相参雷达工作体制.相位编码体制末制导雷达对压制式有源干扰和常规的欺骗式干扰有着较强的抗干扰能力.该发明针对相位编码体制末制导雷达相参积累期间,载频、脉冲重复周期不变,脉间信号调制样式变化的特性,以及相位编码信号对多普勒敏感的特性等技术特点,设计出一种间歇采样储频+多普勒调制转发的有源干扰样式.该有源欺骗干扰样式可对相位编码体制末制导雷达的时域和频域回波同时造成影响,导致雷达恒虚警检测和目标特性识别非常困难,具有良好的干扰效能.

摘要： 针对高超声速飞行器攻击目标末制导阶段快速、准确的任务要求,提出了一种飞行器实时最优伪谱反馈末制导算法.该算法首先离线生成一条满足各种约束的飞行器攻击最优轨迹,然后在某一时刻点应用伪谱算法优化轨迹;通过连续应用伪谱反馈制导算法,实时在线更新再入轨迹,直至命中目标.在考虑模型中存在误差及干扰的情况下,证明了该算法的收敛性;并通过对飞行器攻击固定目标及移动目标分别进行仿真,验证所提算法的有效性.仿真结果表明,伪谱反馈末制导算法能够对固定目标准确打击且能够修正目标机动带来的落点偏差.

摘要： 为提升反舰导弹雷达末制导系统在复杂海战场环境下的精确制导能力,对国外先进雷达系统的抗干扰技术发展现状进行了分析;对海杂波的干扰特性进行了研究,提出了对抗海杂波干扰的一种自适应匹配滤波算法;分析了有源压制干扰的作用机理,提出了捷变频技术与跟踪噪声技术两种对抗方法;研究了箔条冲淡干扰与质心干扰样式,分别提出了高多普勒分辨率对抗方法与双角度波门对抗方法;对舰载欺骗干扰方式进行了分析,提出重频与载频同时捷变频、双波门跟踪对抗方式;研究了舷外有源干扰的使用方法,提出了一种空域抗干扰方法;理论分析表明,以上方法可使反舰导弹有效的对抗海战场环境下面临的海杂波、有源压制干扰、箔条干扰、舰载欺骗干扰与舷外有源干扰.

摘要： 为指导图像末制导炮弹的后期具体运用,分析其射击效率.将图像末制导炮弹的外弹道分为无控段、中制导段及末制导段,分别对每个阶段的误差、有效幅员和命中概率进行分析,计算出不同条件下对固定和运动目标的射击命中概率及毁伤概率,并与普通榴弹和激光末制导炮弹进行对比.结果表明:在不考虑操纵手搜索发现目标的情况下,图像末制导炮弹的射击效率与距离关系不大,整体上高于激光末制导炮弹,对装甲类点目标的命中概率基本保持在0.7以上.该研究可为下阶段该弹的具体作战运用提供理论支撑.

摘要： 捷联相控阵雷达导引头直接固联于弹体,仅能为制导系统提供目标体视线角,采取传统比例导引的末制导弹药应用捷联相控阵雷达导引头时,还需结合弹体姿态信息提取视线角速率,以形成末制导指令。针对该问题,基于导引头提供的目标体视线角、弹目相对距离、相对接近速度等信息,利用自适应无迹卡尔曼滤波提出了一种捷联相控阵雷达导引头的视线角速率估计技术。仿真结果表明,所提算法对视线角速率的估计效果优于工程中常用的α-β微分滤波器,且具有更高的命中精度;基于某高性能微处理器对该算法完成了嵌入式实现,可看出其单次运行时间大于α-β微分滤波器,但在工程中仍满足实时性要求。

摘要： 针对处于末段飞行的大气层外拦截器,在给定拦截器与目标初始状态条件下,通过模拟拦截器轨控发动机和姿控发动机的工作状态,对拦截器攻击目标的末制导过程进行仿真,并提供了仿真数据和有关参数曲线.由脱靶量的大小比较了传统比例导引律和基于滑模变结构控制理论的制导律的优劣.仿真结果表明:针对机动目标,滑模制导律优于比例导引律.

摘要： 巡航导弹在现代战争中的地位和作用越来越重要.目前,防御巡航导弹的主要方法全部是针对末制导进行干扰.根据巡航导弹防御系统的特点,提出了一种基于电磁指纹的巡航导弹末制导方式.该系统利用目标空域的电磁指纹特征,实现对打击目标的确认.仿真结果表明,所提出的方法不仅具有低复杂度的可实现性,而且有较好的效果.

摘要： 本文主要研究空间交会对接自主控制段末制导导引控制方案设计问题.在建立自主控制段追踪航天器相对于目标航天器的相对运动数学模型的基础上,对自主控制段所要采用的导引控制方案加以研究,提出了纵向相平面开关曲线控制和法向继电式开关控制方案,通过对此方案进行分析,讨论确定出方案的具体实施细节以及具体制导参数的选取原则.最后通过弹道数学仿真进行方案的验证和制导参数的选择,从而确定出符合设计要求且性能指标最优的导引方案.

摘要： 阐述了俄罗斯激光半主动末制导炮弹系列六种弹的发展现状，对它们作了详尽的分析，并与铜斑蛇作了对比。指出了俄罗斯一直专注于发展激光半主动末制导炮弹的四个原因，并展望了未来末制导炮兵弹药研究与需要的趋势，提出了中国应采取的总原则。

摘要： 通过对反舰导弹末制导雷达系统的分析,建立了反舰导弹末制导雷达信号仿真模型并进行了仿真试验,对仿真结果进行分析后得出了有源干扰对导弹命中精度的影响.

摘要： 大气层外拦截弹拦截目标过程中的燃料消耗和脱靶量是十分重要的优化设计指标.考虑大气层外拦截弹的整个中段和末段制导飞行过程,以燃料消耗质量最小和脱靶量最小为组合性能指标,采用具有全局最优性的遗传算法对这一拦截优化问题进行了研究.仿真表明,该优化研究方法能有效解决同时考虑大气层外拦截弹中制导和末制导的燃料消耗和脱靶量全局组合最优问题.

摘要： 雷达波形有多种形式,通过分析雷达波形与测量精度和分辨力的关系,明确了几种最常用雷达波形的特点,由于伪随机编码信号具有截获概率低、功率可控、分辨力好、抗干扰能力强及较容易实现的优点,结合末制导雷达的特点和抗干扰的要求,选定该信号为新型雷达的理想波形.

摘要： 在空间拦截中、末制导交班时刻,拦截弹与目标在纵向和横向的相对位置、相对速度的组合关系直接影响末制导的工作性能及燃料消耗.本文针对这一问题,提出了一种新的基于命中点预测的中制导规律的设计方法,使中、末制导交班时刻拦截弹与目标在纵、横向上的相对关系达到最佳组合状态,从而改善了末制导段的性能,节省了燃料.文章最后给出数字仿真证明了该方法的有效性.

摘要： 本文简述了DBS成像的应用背景及基本原理,讨论了DBS实时处理的工程化实施方案;研究了将DBS应用于导引头的优势以及所涉及到的一些特殊问题,提出DBS模式下对弹道的特殊要求及后期DBS模式到单脉冲模式的转换问题;结合相参导引头给出了实时DBS成像方案,进一步研究了复杂背景下DBS图像的舰船检测方法、目标参数提取方法,并给出了一些飞行试验成像和舰船检测结果.

摘要： 本文简述了DBS成像的应用背景及基本原理,讨论了DBS实时处理的工程化实施方案;研究了将DBS应用于导引头的优势以及所涉及到的一些特殊问题,提出DBS模式下对弹道的特殊要求及后期DBS模式到单脉冲模式的转换问题;结合相参导引头给出了实时DBS成像方案,进一步研究了复杂背景下DBS图像的舰船检测方法、目标参数提取方法,并给出了一些飞行试验成像和舰船检测结果.

摘要： 本发明涉及一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，属于制导飞行器技术领域。本发明的目的是提出一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，该方法根据惯导测量的弹体位置、速度、姿态信息等，处理得到中制导和末制导所需的制导信息；以及中制导和末制导交接策略，以及中制导和末制导过载指令；以保证飞行器在中制导段飞行更远，在末制导段形成大落角，同时能够精确打击目标。

摘要： 本发明公开了一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法，具体步骤为：搭建制导信息融合平台；弹目视线转率模块A确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率；弹目视线转率模块B确定基于导引头测量信息的弹目视线转率；弹目视线转率融合模块确定用于计算过载指令的弹目视线转率；过载指令模块确定过载指令。本发明能够解决因多路径效应造成的末制导段弹体低频摆动的问题，弥补现有方法的不足，其突出特点是由中制导转入末制导的前期，将基于导引头测量的弹目视线转率随弹目距离的减少由部分到全部地用于形成过载指令，减小过载指令振荡对弹体姿态的影响。

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： 本发明涉及一种末制导段标控脱靶量解析制导方法：步骤1：末制导段建模；步骤2：把末制导的标控弹道按正则摄动理论分为零阶标控弹道和一阶标控弹道；步骤3：对末制导段标控弹道零阶项解析求解；步骤4：对末制导段标控弹道一阶项解析求解；步骤5：获取标控弹道的完整解析解，计算制导指令。本发明的优点在于：(1)提出以零攻角作为寻的导弹末制导段的标准控制，简化标控弹道的运动方程，且使得制导修正所需的攻角位于零附近，降低制导修正带来的速度损失。(2)采用正则摄动方法解析求解末制导段纵向弹道，获得射程、高度、速度和弹道倾角高精度解析解。(3)给出一种基于广义标控脱靶量的制导方法，大大减小导弹的法向加速度，同时使终端攻角收敛到零。

摘要： 本发明涉及一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，属于制导飞行器技术领域。本发明的目的是提出一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，该方法根据惯导测量的弹体位置、速度、姿态信息等，处理得到中制导和末制导所需的制导信息；以及中制导和末制导交接策略，以及中制导和末制导过载指令；以保证飞行器在中制导段飞行更远，在末制导段形成大落角，同时能够精确打击目标。

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： 本发明涉及一种末制导段标控脱靶量解析制导方法：步骤1：末制导段建模；步骤2：把末制导的标控弹道按正则摄动理论分为零阶标控弹道和一阶标控弹道；步骤3：对末制导段标控弹道零阶项解析求解；步骤4：对末制导段标控弹道一阶项解析求解；步骤5：获取标控弹道的完整解析解，计算制导指令。本发明的优点在于：(1)提出以零攻角作为寻的导弹末制导段的标准控制，简化标控弹道的运动方程，且使得制导修正所需的攻角位于零附近，降低制导修正带来的速度损失。(2)采用正则摄动方法解析求解末制导段纵向弹道，获得射程、高度、速度和弹道倾角高精度解析解。(3)给出一种基于广义标控脱靶量的制导方法，大大减小导弹的法向加速度，同时使终端攻角收敛到零。

摘要： 本发明公开了一种激光末制导飞行器组网控制方法，该方法中通过诱导飞行器首先进入目标区域，引诱目标区域中的目标启动工作并移动，再通过目标区域中巡航的观测无人机与该引诱飞行器相配合，及时准确地获得目标位置信息，再通过观测无人机发射照射激光引导后续的飞行器飞向目标。

摘要： 本申请涉及一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，属于导弹弹道设计技术领域，包括：根据中、末交班时刻弹目距离LJB划分滑翔段和俯冲下压段；根据目标点经纬度和滑翔高度要求，确定滑翔段预测目标点；滑翔段根据拟平衡滑翔攻角αHX和带落角约束的最优比例导引率求取的滑翔段攻角αJBQ，按照滑翔段剩余航程进行加权后形成新的滑翔攻角αHX'；俯冲下压段采用带落角约束的最优比例导引律求取俯冲下压段攻角αJBH；判断终端落速vD是否满足期望终端落速vM，若是，则规划结束，若否，则对滑翔攻角αHX'进行迭代计算，求出满足期望终端落速vM的滑翔段设计攻角αsj，即可生成可行弹道。本申请基于末制导的滑翔弹道快速规划方法简单新颖，弹道生成速度快，非常适合工程应用，且适合在线规划。

摘要： 本发明公开了一种基于贝塞尔牛顿的导弹多约束末制导律设计方法，首先在惯性坐标系下，建立导弹三维空间的运动学和动力学模型；然后设计多约束末制导问题的贝塞尔牛顿制导律；接下来推导多约束问题的贝塞尔牛顿制导律，得到的权因子和攻击时间的迭代更新量；最终引入阻尼参数，对权因子和终端时间进行迭代更新，最终形成制导指令，实现末制导。本发明实现了导弹的多约束末制导，减少了求解变量，提高了计算效率，具有在弹载计算机上应用的潜力。