摘要：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。

摘要：针对带有攻击时间和终端攻击角度约束的导弹制导问题,设计了一种基于最优误差动力学的时间角度控制制导律,并给出了明确的性能指标。推导广义最优角度控制制导律作用下的剩余飞行时间估算表达式,在广义最优角度控制制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项,将攻击时间误差看做跟踪误差,设计的制导律使跟踪误差以最优模式在有限时间内收敛到零,最终实现攻击时间和终端攻击角度的共同控制。对不同参数下的情况进行仿真,验证了所提制导律的有效性。

摘要：针对精确打击任务存在导引头视场受限这一过程约束的制导问题,提出了一种考虑视场限制以及攻击角度和时间多种约束的制导律.首先,在以比例导引项实现精确命中的基础上,利用最优控制理论,采用弹目距离加权控制能耗形式的指标函数,设计了攻击角度控制项,并推导了相应的剩余飞行时间解析预测表达式.其次,基于最优误差动力学方法,设计了攻击时间相关的控制项,保证了攻击时间误差的有限时间收敛.同时,针对导引头视场有限的问题,分析了各控制项对前置角收敛性的影响,利用特定的限制函数确保前置角在整个制导过程中始终处于有效视场内,并给出了前置角的有界性及收敛性证明.数学仿真结果验证了所提出制导律对多约束制导问题的有效性.

摘要：针对导弹打击非机动目标问题,提出一种基于预设性能控制理论且满足导引头视场角约束的碰撞角控制制导律。首先,设计一种预设时间性能函数,以实现对跟踪误差收敛时间和上下界的直接设置,并通过误差转换,将该性能边界约束下的跟踪误差控制问题转化为无约束稳定控制问题;其次,采用纯比例导引项加偏置项的制导模型,基于最优误差动力学方法设计偏置制导项,以控制转换误差使其有界,并保证跟踪误差总在性能边界内收敛,从而实现终端碰撞角约束;进一步基于所提制导律,对性能函数中的参数进行深入分析,给出合理取值范围;然后考虑导引头视场受限情况以及移动目标场景,分别引入辅助函数和预测命中点概念对制导律进行改进,以实现视场角约束与打击移动目标的拓展。最后通过数值仿真,验证了所提制导律的有效性。