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| 1 | 任意时间收敛碰撞角约束制导律设计显示文摘针对碰撞角约束制导问题,基于纯比例导引律和任意时间收敛控制方法,设计了任意时间收敛碰撞角约束制导律。首先,推导了基于纯比例导引律的碰撞角误差动力学方程。然后,引入任意时间收敛控制方法,设计了可使碰撞角误差在任意设定的时间段内收敛的碰撞角约束制导律。最后,通过数值仿真算例,对任意时间收敛碰撞角约束制导律的制导性能进行了仿真验证,并与基于最优误差动力学的碰撞角约束制导律进行了对比分析,结果表明,期望碰撞角越大,导弹制导加速度变化越平缓,导弹能量消耗越少,并在该制导律的导引下,导弹能实现以期望收敛时间和终端碰撞角约束的攻击任务。 | 刘远贺 谢年好 欧阳海 黎克波 | 2022 | 航空兵器2022，29，6： | 2 |
| 2 | 雷达框架角约束下高空巡航导弹末制导策略显示文摘由于独特的气动外形特点和结构布局,高空巡航导弹的雷达框架角处在一定范围内时天线罩将会出现反射波屏蔽问题,造成制导盲区。为此,本文提出了一种闭环目标估计-开环预测-闭环再修正的综合制导策略。根据制导距离与盲区时间长短的关系确定最佳制导距离。在进入框架角盲区之前,采用非线性最小二乘法对目标运动状态进行估计,获得目标运动的速度和初始位置信息;进入盲区后,通过估计结果对目标位置进行预测,利用目标预测位置解算出弹目信息带入制导律进行开环制导;飞离盲区后继续采用真实弹目信息进行闭环制导。数学仿真结果显示了所提策略的有效性和优越性。 | 孙明玮 周瑜 朴敏楠 陈增强 陈志刚 | 2021 | 哈尔滨工程大学学报2021，42，7： | 1 |
| 3 | 基于最优误差动力学的变速导弹飞行路程控制制导律显示文摘针对基于常速假设的飞行时间控制制导律在实际应用中存在性能下降的问题,将飞行时间控制问题转化为飞行路程控制问题,提出一种适用于变速导弹的飞行路程控制制导方案。首先,基于古典微分几何曲线原理构建弧长域内导弹打击固定目标的相对运动方程,消除了导弹速度大小变化的影响。其次,基于高斯超几何函数,推导了纯比例导引律制导下变速导弹对固定目标的剩余飞行路程精确解。然后,进一步基于最优误差动力学方法,在不考虑小角假设和其他近似假设的前提下,设计了变速导弹全局非线性飞行路程控制制导律。最后,通过数值仿真验证了所提方法的有效性。 | 刘远贺 黎克波 何绍溟 梁彦刚 | 2023 | 航空学报2023，44，7： | 1 |
| 4 | 面向高机动目标拦截任务的空空导弹制导方法综述显示文摘当下高速飞行武器技术的飞速发展为防空反导任务带来严峻挑战,亦对应用于空空导弹的目标轨迹预测技术与空空导弹制导技术提出全新要求。在此背景下,本文提出空空导弹目标预测与制导任务的新需求,以两种典型空空导弹为例介绍第四代空空导弹的特性,阐述了空空导弹制导系统工作方式,详细综述了高速目标轨迹预测方法、制导算法以及制导控制一体化方法的研究现状,并对比分析了各方法的优势与缺陷。最后,对仍需进一步研究的问题进行展望。 | 纪毅 王伟 张宏岩 范军芳 豆登辉 裴培 | 2022 | 航空兵器2022，29，6： | 1 |
| 5 | 拦截机动目标的多约束下协同制导律显示文摘为使多空空导弹以不同的落角同时命中机动目标的不同关键部位,提出一带有落角约束和视场角约束的三维协同制导律。首先在导弹的偏航和俯仰平面分别运用二次型最优控制的黎卡提方程推导了带有落角约束的加速度指令,以确保导弹按期望的落向和落角打击目标。其次采用可控开关反向原加速度指令的方法,对视场角进行修正,确保目标始终在导弹视场内。然后基于有限时间一致性理论,在落角约束与视场角约束的基础上设计了具有时变导引系数的协同制导律,使各导弹同时击中机动目标。最后通过仿真验证了所设计的多约束条件协同制导律的有效性与正确性,相比于比例导引可以实现对目标不同方位的协同打击,脱靶量小于0.41 m,落角落向误差均小于0.23°,时间误差在0.1 s以内,并有效避免了机动指令的抖振现象。 | 吴盘龙 王勇 钟俊 何雨飞 | 2023 | 中国惯性技术学报2023，31，11： | 0 |
| 6 | Impact Angle/Time Constraint Guidance Design Based on Fast Terminal Error Dynamics显示文摘Considering the problem that the optimal error dynamics can only converge at the terminal time,an impact angle/time constraint missile guidance law with finite-time convergence is designed in this paper,which is based on the pure proportional navigation(PPN)guidance law and the fast terminal error dynamics(FTED)approach.The missile guidance model and FTED equation are given first,and the dynamic equation of impact angle/time error based on PPN is also derived.Then,the guidance law is designed based on FTED,and the guidance error can converge to 0 in a finite time.Furthermore,considering the field of view constraint,the guidance law is improved by using the saturation function mapping method.Finally,a numerical simulation example is given to verify the effectiveness of the guidance law,which shows that the guidance law proposed in this paper can make the missile quickly adjust to the desired states in advance,and effectively relieve the overload saturation pressure of the actuator. | 秦雪升 刘远贺 黎克波 梁彦刚 | 2022 | Journal of Shanghai Jiaotong university(Science)2022，27，6： | 0 |
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