攻击角度和时间精确控制的制导律设计

董伟; 易鑫; 张后军; 王春彦; 邓方

doi:10.7527/S1000-6893.2024.30787

航空学报 >

2025 , Vol. 46 >Issue 4: 330787 - 330787

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2024.30787

电子电气工程与控制

攻击角度和时间精确控制的制导律设计

董伟 ,
易鑫 ,
张后军 ,
王春彦 ,
邓方

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^1.北京理工大学自主智能无人系统全国重点实验室，北京 100081
^2.北京理工大学宇航学院，北京 100081
^3.北京机电工程研究所，北京 100083
^4.北京理工大学前沿技术研究院，济南 250300
^5.北京理工大学重庆创新中心，重庆 401120

．E-mail： chunyan.wang@bit.edu.cn

收稿日期: 2024-06-04

修回日期: 2024-06-24

录用日期: 2024-07-19

网络出版日期: 2024-07-23

基金资助

国家杰出青年科学基金(62025301);国家自然科学基金(62373055);博士后创新人才支持计划(BX20230461);中国博士后科学基金面上资助(2023M740249)

收起

Design of guidance law with precise impact angle and time control

Wei DONG ,
Xin YI ,
Houjun ZHANG ,
Chunyan WANG ,
Fang DENG

Expand

^1.National Key Lab of Autonomous Intelligent Unmanned Systems，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China
^2.School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China
^3.Beijing System Design Institute of Electro-Mechanic Engineering，Beijing 100083，China
^4.Advanced Technology Research Institute，Beijing Institute of Technology，Jinan 250300，China
^5.Chongqing Innovation Center，Beijing Institute of Technology，Chongqing 401120，China

E-mail： chunyan.wang@bit.edu.cn

Received date: 2024-06-04

Revised date: 2024-06-24

Accepted date: 2024-07-19

Online published: 2024-07-23

Supported by

National Science Fund for Distinguished Young Scholars(62025301);National Natural Science Foundation of China(62373055);Postdoctoral Innovative Talents Support Program(BX20230461);China Postdoctoral Science Foundation(2023M740249)

Fold

摘要

时空约束制导是指同时满足攻击角度和攻击时间约束的制导方式。针对导弹末制导问题，设计了一种具有精确控制能力的时空约束制导律。首先，基于最优落角约束制导律的剩余飞行时间估计式，在不依赖于小角度假设的情况下，逆向推导了剩余飞行时间可以精确预测的变增益落角约束制导律。其次，在该制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项，设计得到了不存在指令奇异现象的时空约束制导律，实现了攻击角度和时间的同时精确控制。接着，引入剩余弹道长度作为自变量，将所提出的时空约束制导律拓展到了导弹速度大小变化的实际场景。最后，通过多组数值仿真算例，验证了所提制导律的有效性和优势。

关键词： 攻击时间约束; 攻击角度约束; 时空约束制导; 剩余飞行时间; 导弹速度变化

本文引用格式

董伟 , 易鑫 , 张后军 , 王春彦 , 邓方 . 攻击角度和时间精确控制的制导律设计[J]. 航空学报, 2025 , 46(4) : 330787 -330787 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2024.30787

Abstract

Spatial-temporal constrained guidance is a method that simultaneously meets impact angle and time constraints. To address the problem of missile terminal guidance， a spatial-temporal constrained guidance law with precise control capability is designed in this paper. First， based on the time-to-go estimation of the optimal impact angle constrained guidance law， a varying-gain impact angle constrained guidance law whose time-to-go can be precisely predicted is inversely derived without any small angle approximation. Second， an impact-time error feedback term is added to the above guidance law to obtain the singularity-free spatial-temporal guidance law for simultaneous precise control of impact angle and time. Third， by introducing the remaining trajectory length as an independent variable， the proposed spatial-temporal guidance law is extended to practical scenarios with missile speed variation. Finally， the effectiveness and advantages of the proposed guidance law are verified through several numerical simulations.

Key words： impact time constraint; impact angle constraint; spatial-temporal constrained guidance; time-to-go; missile speed variation

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