大气层外加速拦截导弹自适应滑模制导律

发布时间：2021-07-09 18:15

　　针对大气层外拦截目标时导弹无气动力可用的问题,设计了一种加速导弹自适应滑模制导律,导弹可通过固定的轴向加速度配合相应的姿态变化实现对目标的拦截。定义零效脱靶量作为滑模面进行制导律的推导,制导律确定性控制部分用于消除视线旋转的影响,减少脱靶量;而不确定性控制部分自适应外部干扰,如目标机动的影响,保证趋于滑模面的速度和稳定性。所设计的制导律可转化为姿态控制问题,适用于具有姿控装置的大气层外拦截导弹。针对所推导的滑模制导律进行了数字仿真和分析,结果表明,该制导律具有良好的鲁棒性和弹道特性,可实现对目标的有效拦截。 

【文章来源】：电光与控制. 2020,27(12)北大核心CSCD

【文章页数】：4 页

【部分图文】：

平面弹目相对运动关系

假设拦截导弹和目标的初始位置分别为(xM=50 km,yM=0 km)和(xT=0 m,yT=0 m),飞行速度为VM=2000 m/s和VT=1500 m/s,拦截导弹径向加速度aMx=100 m/s2,目标做常值机动aT=2g。其他仿真参数为κ=5,γ=0.001,γM 0=160°,γT 0=20°。仿真结果如图2所示。图2(a)为拦截导弹和目标的飞行弹道,导弹在经过近似2.5 s的弹道调整后即进入相对平直的飞行弹道,弹道调整主要用于消除视线旋转的影响。在弹道结束后,滑模面也收敛到零值附近,如图2(b)所示。图2(c)为导弹飞行速度曲线,飞行速度曲线出现了转折点,前一部分的速度增加较慢,主要能量用于消除脱靶量,也可由图2(d)看出。在控制尾端,视线角速度发散,控制量有所增加,最终的脱靶量为0.75 m。

【参考文献】：
期刊论文
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本文编号：3274239