摘要：为提升导弹的制导性能,在比例导引的基础上,分别利用蒙特卡洛强化学习和Q-learning强化学习开展导航比的设计。采用蒙特卡洛强化学习的导航比设计方法,对导弹飞行过程进行粗略分段;利用Q-learning强化学习的导航比设计方法,用飞行时间、视线角速度、预计遭遇时间及目标特性等对制导环境进一步细分,根据环境和状态的变化,自适应地调整比例导引的导航比,以获得最佳的飞行制导策略。基于某型防空导弹,利用上述方法分别开展导航比设计,从全空域弹道库中随机抽取批量弹道进行仿真计算,并与传统经验设计进行对比分析。仿真结果表明,采用强化学习方法设计的导航比能够显著降低边界弹道的脱靶量,说明该设计方法能够切实提升导弹的制导拦截能力。

摘要：制导末端区是制导系统失稳前一个很短的制导段,制导末端区的正确划分对制导系统设计指标制定和性能分析具有重要意义。基于目标最优机动条件下线性化导弹目标运动学模型,研究了比例导引制导系统在末端区的特性,根据制导系统时间常数和阻尼比变化特征,提出根据制导系统特征参数划分末端区的定义方法,仿真计算表明本文的定义方法是合适的。研究结论对制导系统设计、相关总体指标制定和性能仿真验证具有参考意义。

摘要：提出了将高阶比例导引制导系统用一阶等效环节来近似,并通过一阶等效时间常数快速估算系统末导时间的方法。高阶比例导引制导回路的末导时间与系统阶数无关,仅与比例导引系数有关,因此当系统存在多个滞后环节时,可用一个一阶等效环节来近似。其等效时间常数为各一阶滞后环节时间常数之和,对于二阶滞后环节,当阻尼大于0.6时,其等效时间常数可取为二阶系统中一次项系数。不同的比例导引系数下,脱靶量归零的无量纲时间是一定的,即等效时间常数与末导时间呈线性关系,据此可以估算系统的末导时间。此方法可以推广到对任意阶比例导引制导系统的末导时间的估算。

摘要：比例导引律是当前研究最活跃和应用最广泛的制导规律之一,文中试图将其应用于机动弹头激光末制导系统的方案研究和设计。从分析某型激光导引头的工作原理入手,较为深入的讨论了比例导引律对激光导引头的要求,分析了激光导引头比例导引信号的形成与工作过程,并建立了导引头小回路的简化控制模型。由于机动弹头末制导的控制可以分解到俯冲和转弯两个控制平面上分别进行控制,故应用二次型最优控制理论对其比例导航参数分别进行了设计,为下一阶段工程设计的顺利开展提供了参考。

摘要：围绕制式火箭弹精确制导改造的需求,提出了一种采用捷联激光探测器和比例导引的火箭弹制导控制方案。针对捷联探测器只能测量弹轴相对于目标的偏差角而无法提供比例导引所需的惯性视线角速度信号的难题,研究了基于捷联探测器测量的误差角和弹体姿态角速度信号的弹目视线角速度信号提取算法。在制导控制系统内部,基于自动驾驶仪与制导律相匹配的原则,设计了两回路过载自动驾驶仪。无量纲脱靶量分析与攻击静止目标的弹道仿真结果验证了所提方案的可行性。

摘要：针对比例导引应用于空间交会问题进行研究。通过建立追踪器与目标的相对运动动力学方程,提出一种适应固定推力的比例导引律,实现对空间交会的精确控制。仿真结果表明,无论目标机动与否,本方法均可获得良好的制导精度,通过对发动机开启控制的优化设计,可显著减少发动机开启次数和燃料消耗。

摘要：主要针对三维空间导弹拦截问题,基于比例导引原理设计了三维空间的模糊导引律。首先运用投影的方法将三维导引问题分别投影到两个平面中,将三维空间的运动分解为纵向平面和侧向平面两个平面内的运动。导引律的设计以模糊逻辑推理为基础,运用比例导引原理将竖直视线角速度、水平视线角速度、导弹与飞机的接近速度作为输入量,输出量分别是导弹加速度在oxy(纵向平面)、oxz(侧向平面)平面内的两个分量,模糊分区采用归一化的方法。经仿真验证,模糊导引的脱靶量和加速度均在理想的范围。

摘要：为了应对小行星撞击的风险,需要研究有效的在轨处置技术手段。目前,国际公认的最为有效的在轨处置手段为动能撞击。为了能够满足撞击的有效性,需要确保撞击器在高撞击速度下的高精度制导控制。本文针对未来小行星在轨处置的末段高精度制导控制任务需求,基于光学惯性复合导航,设计了像平面纠偏比例导引方法,并进行了数学仿真。仿真实验结果表明:像平面纠偏比例导引方法能够满足末端的高速、高精度制导控制需求,并能够适应给定的不同误差组合。该方法同时具备计算量小、无迭代不收敛问题等优势,具有较强的工程实用价值。

摘要：研究了空间攻击的修正比例导引规律。与根据最优控制理论获得的导引规律相比，实施比较方便。对某型反坦克导弹进行仿真结果表明，具有较高的制导精度。

摘要：根据精确的虚拟目标比例导引系统数学模型,分析了系统的一个平衡状态,构造Lyapunov函数得出了进入该状态的充分条件。由此设计出的虚拟目标比例导引律,能保证导弹以给定的落角击中目标,并有效地避免了比例导引末端控制量发散的问题。通过调节虚拟目标变速运动的变速因子,既保证终端导弹速度方向满足落角限制,又有效地减小了脱靶量。仿真结果表明了设计方法的正确性。