《制导与控制》论文——有偏纯比例导引
比例导引图解推导
比例导引图解推导比例导引法时，面对枯燥难懂的公式，很难理解，于是下载了一些仿真程序，但它们都没有注释，同时求解的模型也没有给出，导致源程序很难读明白，因此也就无法透彻地理解比例导引法的制导过程。
针对此问题，本人做了如下工作，希望能够与大家分享交流，如有不妥之处，望多多指正。
首先，对下载的比例导引法求解三维制导问题的仿真程序，进行了详细的分析与注释，如下所示：%三维制导模型，比例导引法求解%源代码作者不详，注释人：lylogn%Modified by lylogn，2012年4月17日clear all;close all;clcdt=0.1;%仿真时间步长alpha=pi/6;v_t=0.42;s_t=v_t*dt;%目标以0.42的速度沿alpha的角方向匀速飞行，s_t为目标在单位仿真步长前进的距离v_m=0.60;s_m=v_m*dt;%s_m为导弹在单位仿真步长沿目前速度方向前进的距离x(1)=0;y(1)=1.0;z(1)=0;pmr(:,1)=[x(1);y(1);z(1)]; %导弹初始位置，在坐标原点ptr(:,1)=[25;5;7]; %目标初始位置K=3; %比例导引系数q(1)=0; %初始的视线角，设定参考线为t和m初始位置的连线o(1)=0; %初始导弹速度向量方向角a(1)=0; %初始导弹相对目标的运动速度向量的方向角for(k=2:600)ptr(:,k)=[ptr(1,1)-v_t*cos(alpha)*dt*k;ptr(2,1);ptr(3,1)+v_t*sin(alpha)*k*dt]; %目标运行轨迹方程，匀速直线运动r(k-1)=sqrt((ptr(1,k-1)-pmr(1,k-1))^2+(ptr(2,k-1)-pmr(2,k-1))^2+(ptr(3,k-1)-pmr( 3,k-1))^2);%k-1时刻导弹与目标在三维空间中的欧氏距离c=sqrt((ptr(1,k)-pmr(1,k-1))^2+(ptr(2,k)-pmr(2,k-1))^2+(ptr(3,k)-pmr(3,k-1))^2); %目标k时刻位置与导弹k-1时刻位置间的距离b=acos((r(k-1)^2+s_t^2-c^2)/(2*r(k-1)*s_t));%%%此处参见公式一%%%dq=acos((r(k-1)^2-s_t^2+c^2)/(2*r(k-1)*c));%k-1时刻到k时刻的视线角变化量（假设导弹不动，目标移动）%%%此处参见图一%%%if abs(imag(b))>0 %如果acos的值出现虚数，则说明该角度一定很小，对其进行近似操作b=0.0000001;endif abs(imag(dq))>0 %同上dq=0.0000001;endq(k)=q(k-1)+dq; %更新视线角o(k)=o(k-1)+K*dq; %更新导弹速度向量方向角a(k)=o(k)-q(k); %更新导弹相对目标的运动速度向量的方向角c1=r(k-1)*sin(b)/sin(a(k)+b); %计算k-1时刻角b所对边的长度%%%此处参见公式二%%%c2=r(k-1)*sin(a(k))/sin(a(k)+b); %计算k-1时刻角a(k)所对边的长度c3=sqrt((c1-s_m)^2+(c2-s_t)^2+2*(c1-s_m)*(c2-s_t)*cos(a(k)+b)); %计算k时刻导弹m与目标t之间的距离（在导弹不动，目标移动的假设条件下），为假值dq=a(k)-acos(((c1-s_m)^2+c3^2-(c2-s_t)^2)/(2*(c1-s_m)*c3)); %k-1时刻到k时刻的视线角变化量（假设导弹移动，目标也移动），以下代码重复以上过程，为假值%%%此处参见图二%%%if abs(imag(dq))>0dq=0.0000001;endq(k)=q(k-1)+dq;o(k)=o(k-1)+K*dq;a(k)=o(k)-q(k);c1=r(k-1)*sin(b)/sin(a(k)+b);c2=r(k-1)*sin(a(k))/sin(a(k)+b);c3=sqrt((c1-s_m)^2+(c2-s_t)^2+2*(c1-s_m)*(c2-s_t)*cos(a(k)+b)); %计算k时刻导弹m与目标t之间的距离（在导弹移动，目标也移动的假设条件下），逼近真值，以下计算使之更加精确dq=a(k)-acos(((c1-s_m)^2+c3^2-(c2-s_t)^2)/(2*(c1-s_m)*c3)); %k-1时刻到k时刻的视线角变化量（假设导弹移动，目标也移动），以下代码重复以上过程，为真值if abs(imag(dq))>0dq=0.0000001;end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%�ded by lylogn 2012.04.17，To make 'dq' get closer to its true valueq(k)=q(k-1)+dq;o(k)=o(k-1)+K*dq;a(k)=o(k)-q(k);c1=r(k-1)*sin(b)/sin(a(k)+b);c2=r(k-1)*sin(a(k))/sin(a(k)+b);c3=sqrt((c1-s_m)^2+(c2-s_t)^2+2*(c1-s_m)*(c2-s_t)*cos(a(k)+b)); %计算k时刻导弹m与目标t之间的距离（在导弹移动，目标也移动的假设条件下），逼近真值，以下计算使之更加精确dq=a(k)-acos(((c1-s_m)^2+c3^2-(c2-s_t)^2)/(2*(c1-s_m)*c3)); %k-1时刻到k时刻的视线角变化量（假设导弹移动，目标也移动），以下代码重复以上过程，为真值if abs(imag(dq))>0dq=0.0000001;endq(k)=q(k-1)+dq;o(k)=o(k-1)+K*dq;a(k)=o(k)-q(k);c1=r(k-1)*sin(b)/sin(a(k)+b);c2=r(k-1)*sin(a(k))/sin(a(k)+b);c3=sqrt((c1-s_m)^2+(c2-s_t)^2+2*(c1-s_m)*(c2-s_t)*cos(a(k)+b)); %计算k时刻导弹m与目标t之间的距离（在导弹移动，目标也移动的假设条件下），逼近真值，以下计算使之更加精确dq=a(k)-acos(((c1-s_m)^2+c3^2-(c2-s_t)^2)/(2*(c1-s_m)*c3)); %k-1时刻到k时刻的视线角变化量（假设导弹移动，目标也移动），以下代码重复以上过程，为真值if abs(imag(dq))>0dq=0.0000001;end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%q(k)=q(k-1)+dq;o(k)=o(k-1)+K*dq;a(k)=o(k)-q(k);c1=r(k-1)*sin(b)/sin(a(k)+b);c2=r(k-1)*sin(a(k))/sin(a(k)+b);c3=sqrt((c1-s_m)^2+(c2-s_t)^2+2*(c1-s_m)*(c2-s_t)*cos(a(k)+b)); %计算k时刻导弹m与目标t之间的距离，终于近似为真值了x1(k)=ptr(1,k-1)+c2/s_t*(ptr(1,k)-ptr(1,k-1));y1(k)=ptr(2,k-1)+c2/s_t*(ptr(2,k)-ptr(2,k-1));z1(k)=ptr(3,k-1)+c2/s_t*(ptr(3,k)-ptr(3,k-1)); %计算出角b所对边与目标运动轨迹的交点：（x1，y1,z1）%%%参见公式三%%%x(k)=pmr(1,k-1)+s_m/c1*(x1(k)-pmr(1,k-1));y(k)=pmr(2,k-1)+s_m/c1*(y1(k)-pmr(2,k-1));z(k)=pmr(3,k-1)+s_m/c1*(z1(k)-pmr(3,k-1)); %计算出导弹k时刻所运动到的位置：（x,y,z）%%%参见公式三%%%pmr(:,k)=[x(k);y(k);z(k)];r(k)=sqrt((ptr(1,k)-pmr(1,k))^2+(ptr(2,k)-pmr(2,k))^2+(ptr(3,k)-pmr(3,k))^2);if r(k)<0.06;break;end;endsprintf('遭遇时间：%3.1f',0.1*k);figure(1);plot3(pmr(1,1:k),pmr(2,1:k),pmr(3,1:k),'k',ptr(1,:),ptr(2,:),ptr(3,:));axis([0 25 0 5 0 25]);text(x(180),y(180),z(180),'\rightarrow 比例导引律制导下的导弹运动轨迹'); text(ptr(1,280),ptr(2,280),ptr(3,280),'\rightarrow 目标运动轨迹');grid on之后，鉴于程序中很多地方不结合模型图也很难理解，将其中关键的图例与公式提取如下：最后，程序的运行过程分析完成，具体的细节详见注释，运行结果如下图所示：综上所述，本工作对比例导引法求解三维制导问题的仿真程序进行了详细的分析与注释，程序运行正常，希望对大家理解比例导引法有所帮助。
关于制导控制导航技术的研究
三是入侵检测技术局 限性 。 即便现在的各种 类型的入 侵检 测 更好技术 的发展 。 这也就是更 深层次 的统合各 种技术 ， 比如结合 系统可 以将网络希望当中的入侵隐患与行为检测 出来 ， 然 而受到 使用入侵检测技术与防火墙技术等别的安全技术， 能够将实 际应 复杂性 网络 系统的影 响， 这一技术 也存在弊端 ， 比如 凭借合法信 用环 节当中防火墙 技术的局限性有效克服。 在将防火墙功能与性 息的伪造或 者是绕过系统或者 是借 道欺 骗， 通过时 间差 的利用对 能提 升的过程 当中， 别 的安全技术可 以将诸如对 内网失去作用 的
科技论坛
２ ｏ １ ８ 。 １ ７
关于制 导控制导航技术 的研究
王 彪
（ 江 南机 电设计研究所 ， ５ ５ ０ ０ ０ ９ ）
摘要 ： 随着近些年世 界范围 内局部冲突 的加剧 ， 各个 国家 也加 大对 国防投入 的力度 ， 在此背景下 ， 制 导控 制导航技术呈现长足 的进步 ， 本文通过对我国制导控制导航技术进行分析 ， 以期可 以为我 国制导控制导航技术 的发展起到一定程度 的借鉴作用 。 关键词 ： 制导控制 ； 导航技术 ； 传感
数据库信 息， 这 就会对系统 管理 员产地误 导， 导致 不能及时有 效 且可 以检查 自身完整性， 操作与应用系统也会 出现集成化 。 的采取措施将系统隐患消除。
五 是反病 毒技 术局 限性 。 当前绝 大多数 杀毒 软件工 作机制
４ 结束语
是一个扫描器 ， 比如 Ｃ Ｒ ￣扫描 、 启 发 式扫描、 病毒 扫描等， 往往
备比较高 的精度 ， 可是 比较容 易遭 受电子干扰 ； 毫米波制 导虽然 存在着 比较强的制导系统、 比较强 的抗干扰 能力、 高精度 的优势 ， 然而作用距离显得 比较短 ， 现 阶段整个世 界范围内各个 国家比较 多的指导方式是激光雷达寻的制导。 第二种则 是遥控式制 导系统 。 遥控式制导系统则是说导引系
制导与控制系统中的模型预测控制算法研究
制导与控制系统中的模型预测控制算法研究模型预测控制（Model Predictive Control，MPC）是一种先进的控制方法，被广泛应用于制导与控制系统中。
它基于数学模型对系统进行预测，并根据预测结果实时调节控制输入，以达到优化性能的目标。
本文将介绍模型预测控制算法在制导与控制系统中的应用，并着重探讨其研究进展和优势。
首先，我们需要了解制导与控制系统中的模型预测控制算法的基本原理。
它的核心思想是通过预测系统未来的状态和输出，来计算最优的控制输入。
具体而言，MPC通过建立数学模型来描述系统动力学，并将模型纳入优化问题中。
通过求解优化问题，找到最佳的控制输入序列，以最大化系统性能。
然后，根据优化结果中的第一个控制输入，进行实时调节。
这样，反复迭代执行，就实现了对系统的动态控制。
模型预测控制算法在制导与控制系统中的应用非常广泛。
它可以应用于各种领域，如工业过程控制、机器人控制、交通系统控制等。
在工业过程控制中，模型预测控制算法可以对复杂的生产过程进行优化控制，提高生产效率和产品质量。
在机器人控制中，MPC可以对机器人的路径规划和运动控制进行优化，实现更精确、更高效的运动控制。
在交通系统控制中，MPC可以对交通信号灯的灯相序列进行优化，减少交通拥堵和交通事故发生的可能性。
与传统的控制方法相比，模型预测控制算法具有一些明显的优势。
首先，MPC 可以处理非线性系统和具有约束的系统。
传统的线性控制方法往往无法应对非线性系统的复杂性和动态性，而MPC通过建立非线性模型，并将约束条件纳入优化问题，能够更好地应对非线性系统的控制问题。
其次，MPC能够在实时性和性能之间找到平衡。
MPC通过预测系统的未来行为，可以在满足系统性能要求的同时，考虑控制输入的变化范围，提供实时性和性能的平衡。
此外，MPC具有较好的鲁棒性和适应性，可以应对外部扰动和参数变化的影响。
近年来，模型预测控制算法在制导与控制系统中的研究取得了一系列重要的进展。
飞行器制导与控制技术研究
飞行器制导与控制技术研究现在的飞行器制导与控制技术已经得到了很大的进步，比如现代飞机现在拥有自动驾驶、自动导航、自动气压调节等高科技技术。
这些技术的研究以及实现，极大的提高了航空工程的效率，保证了飞行器的安全性。
一、制导技术制导是飞行器行进过程中确保它运动的方向、速度和位置等状态的技术方法。
制导系统包括导航系统、控制系统和瞄准系统等，这些系统工作是通过传感器和执行系统对各个方面的信息进行处理和控制。
导航系统是指飞行器用来定位、推算位置和距离的设备。
目前在飞机上主要使用的是GPS定位、无线电定位和惯性导航。
其中，GPS定位优势是定位精确，需要的仅仅是一个卫星定位系统即可。
无线电定位其他通信设备到接收站的信号之间的时间差来实现定位。
惯性导航是透过变形、角位移等物理规律来设计传感器，感知飞行器运动状态，以及运动时受到的其他环境和性能变化。
瞄准系统是指飞行器进行打击任务时，采用的瞄准装置，包括头瞄、飞行器下舱装备的瞄准仪器及各类导弹武器系统的各种瞄准系统等。
它们可分为无人机的带电瞄准、热成象瞄准和上越雷达瞄准等。
二、控制技术控制是指飞行器在运动过程中对飞行状态进行监控，并调整飞行器运动状态的技术。
控制技术主要包括飞行器的姿态控制、轨迹控制和动力控制等方面的定位和调整。
姿态控制是指飞行器的姿态状态（旋转角度和方向）变化的控制。
在飞行过程中，许多因素都会影响飞行器的方向和姿态，因此姿态控制是保证飞机在飞行过程中稳定、保持方向变化的关键。
掉头、爬升和下降的姿态变化是通过方向舵、升降舵和副翼等各种控制面的调节来实现的。
轨迹控制是指飞行器飞行路径的控制。
一方面，需要在满足飞行安全的前提下，确保飞机在设定的飞行高度、速度和方向等条件下飞行。
另一方面，需要监控环境变化，如遇到气流阻力、强波和风等情况需要实时调整路径。
动力控制主要是控制发动机出力和飞行车速等方面变化。
它是飞行器稳定飞行的重要保障，需要对飞行状态进行实时监控和调整。
基于制导与控制一体化的导弹编队队形控制
关 键 词 ： 导 与 控制 一体 化 ， 弹 编 队 ， 制 导 队形 控 制 ， 演 反
中 图分 类 号 ： ＴＮ９ ５ 文献标识码 ： Ａ
Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ｏ ｉ ｓ ｌ ｒ ａ ｉ ｎ Ｃｏ ｒ ｌＢａ ｅ ｎ ｓ ａ ｃ ｎ Ｍ ｓ ｉｅ Ｆｏ ｍ ｔ ｏ ｎｔ ｏ ｓ ｄ ｏ
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基 于 制 导 与 控 制 一 体 化 的 导 弹 编 队 队 形 控 制
刘新 科“ ， 大鹏。谭 乐祖。 。李 ，
（．西 北 工 业 大 学 ， 安 １ 西 ７ ０ ７ ，． 军 大连 舰 艇学 院 ， 宁 １ ０２ ２ 海 辽 大连 １ ６ ０ ，．海 军 航 空 工 程 学 院 ， 东 １０ １３ 山 烟台 ２４０） ６ ０ １
比例导引法 python
比例导引法python摘要：1.比例导引法简介2.Python 在比例导引法中的应用3.比例导引法的优点与局限性正文：1.比例导引法简介比例导引法（Proportional Navigation, PN）是一种常用于导弹制导、飞行器导航和自主机器人路径规划等领域的算法。
它的基本原理是，根据目标与当前位置之间的比例关系，实时调整导航指令，使导航系统在连续的导航点之间平滑移动。
比例导引法具有良好的轨迹跟踪性能和鲁棒性，适用于各种复杂的导航场景。
2.Python 在比例导引法中的应用Python 作为一种广泛应用于科学计算、数据处理和机器学习的编程语言，同样可以应用于比例导引法的实现和仿真。
Python 提供了丰富的数值计算库，如NumPy 和SciPy，可以方便地实现比例导引法的算法。
此外，Python 还提供了强大的可视化库，如Matplotlib，可以帮助我们直观地展示比例导引法的导航轨迹。
3.比例导引法的优点与局限性比例导引法具有以下优点：（1）轨迹跟踪性能好：比例导引法可以根据目标与当前位置之间的比例关系，实时调整导航指令，使导航系统在连续的导航点之间平滑移动，具有良好的轨迹跟踪性能。
（2）鲁棒性好：比例导引法适用于各种复杂的导航场景，具有较强的鲁棒性。
然而，比例导引法也存在一定的局限性：（1）计算复杂度高：在实际应用中，比例导引法需要实时计算目标与当前位置之间的比例关系，并据此调整导航指令，计算复杂度较高。
（2）局部极值问题：当目标位于导航系统的前方时，比例导引法可能导致导航系统陷入局部极值，无法到达目标。
综上所述，比例导引法是一种具有广泛应用前景的导航算法，Python 可以很好地支持比例导引法的实现和仿真。
探测制导与控制技术专业导论-作业论文
探测．．-信息获取的过程，是指对于不能直接观察的事物或现象用仪器进行考察和测量，如空间探测、探测海的深度。
现代化的信息获取技术手段有电视传真、遥感技术、光纤通信以及光学与光电子成像和雷达技术。
目标探测与识别研究的过程是:系统获得目标数据、显示、传输的实时能力，即要求高时效。
这取决于两种因素：一是所采用的技术(如微光、红外、激光、雷达等)以及获得目标信息的设计原理和应用范围；二是对目标信息的数据处理能力。
通过目标信息的"获取"、"处理"、"显示"、"传输"等途径实现目标"探测"、"识别"和"确认"。
发展目标探测与识别技术，高时效和准确性是军事应用的最大特点。
随着光电、电子技术的发展，战场监视、目标探测的手段不断增多，并日趋完善，使军事部门有可能实施大范围、全天候、多频谱、昼夜、实时战场监视和目标探测。
从空间上，利用距地面数十万米的空间轨道上的侦察卫星，中、低、高空侦察机，地面侦察车，侦察兵的便携式侦察器材，隐蔽的固定式地面侦察器材，水下监听声纳等可以监视整个战场，甚至全球。
从时间上，利用各种侦察器材不仅可以昼夜监视战场，探测目标，而且借助现代通信工具可以实时或近实时地获取目标信息。
从电磁频谱上，工作在不同波段上的各类侦察器材覆盖了紫外、可见光、红外、微波、毫米波、直至声波的整个电磁波谱。
航天探测器．．．．．：又称空间探测器，深空探测器或宇宙探测器。
对月球和月球以远的天体和空间进行探测的无人航天器，是空间探测的主要工具。
空间探测器装载科学探测仪器，由运载火箭送入太空，飞近月球或行星进行近距离观测，做人造卫星进行长期观测，着陆进行实地考察，或采集样品进行研究分析。
空间探测器的显著特点是，在空间进行长期飞行，地面不能进行实时遥控，所以必须具备自主导航能力；向太阳系外行星飞行，远离太阳，不能采用太阳能电池阵，而必须采用核能源系统；承受十分严酷的空间环境条件，需要采用特殊防护结构；在月球或行星表面着陆或行走，需要一些特殊形式的结构。
比例导引律研究现状及其发展
收稿日期:2006201208 修回日期:20062082013基金项目:总装预研重点基金资助项目(6140529) 作者简介:王亚飞(19822 ),男,陕西户县人,硕士研究生,研究方向为航空导弹武器效能分析。
文章编号:100220640(2007)1020008205比例导引律研究现状及其发展3王亚飞,方洋旺,周晓滨(空军工程大学工程学院,陕西 西安 710038) 摘 要:在研究和分析国内外大量关于比例导引律的研究成果基础上,系统地论述了纯比例导引、理想比例导引、扩展PID 型比例导引,变结构比例导引和修正比例导引等改进型比例导引的研究现状。
分析了它们的原理、性能及特点,讨论了在理论与实践中的优缺点,对其发展进行了展望,为导弹制导与控制及相关问题研究提供了参考。
关键词:比例导引,导引律,制导精度,机动性中图分类号:TJ 39 文献标识码:AThe Status Quo of Proportional Navigation GuidanceLaw and its DevelopmentWANG Ya 2fei ,FANG Yang 2wang ,ZHOU Xiao 2bin(Air Force Engineering UniversityEngineeringCollege ,Xi ’an 710038,China ) Abstract :In this paper ,on the basis of researching and analyzing a large amount of results aboutproportional navigation ,the present statuses of some kinds of ameliorative proportional navigation including PPN ,IPN ,PID 2PN ,Variable Structure PN and Modified PN .Their principles ,performances and traits are analyzed ,their strong 2points and shortcomings in theory and practice are discussed ,and their developing foreground is previewed .All the above results will offer some reference for the Control and Guide of missile and related problems .Key words :proportional navigation ,guidance law ,guidance accuracy ,maneuverability引 言导弹制导规律即导引律的选择对导弹能否精确打击目标至关重要,而导引律的设计需要从导弹的飞行性能、作战空域、技术措施、制导精度、制导设备,战术使用等方面进行综合考虑与衡量[1]。
航空航天系统中的制导与控制技术研究
航空航天系统中的制导与控制技术研究航空航天系统是人类探索宇宙、实现飞行梦想的重要工具。
制导与控制技术作为航空航天系统的核心技术之一，在提高飞行精度、保障人员安全以及实现任务目标方面发挥着重要作用。
本文将重点研究航空航天系统中的制导与控制技术，包括其工作原理、应用领域、发展趋势以及未来可能的突破点。
首先，我们简要介绍航空航天系统中制导与控制技术的工作原理。
制导是指在航空航天任务中，通过对飞行对象进行识别、跟踪、定位，确定目标飞行轨迹，确保航空器按照既定计划进行飞行的过程。
控制则是指通过对航空器的姿态、运动参数进行调整，以实现飞行器在不同航段和纵横向飞行任务中的稳定性、灵活性和精确性。
为了实现制导与控制的目标，航空航天系统中广泛使用了惯性导航系统、GPS导航系统、自适应控制系统等先进技术。
其次，我们探讨制导与控制技术在航空航天系统的应用领域。
首先是导弹系统。
制导与控制技术在导弹系统中可以实现远距离、高精度的打击目标，提高战场生存能力和打击效能。
其次是卫星系统。
制导与控制技术在卫星系统中可以保证卫星的稳定性、精确性和生存能力，实现空间资源的利用和应用。
此外，制导与控制技术还应用于无人机系统、航空器和航天器的自主导航与避障等方面。
然后，我们来分析航空航天系统中制导与控制技术的发展趋势。
随着人类对宇宙探索和航空飞行技术的不断发展，制导与控制技术也在不断完善。
首先，制导与控制技术将更加注重自主化和智能化。
未来的航空航天系统将更多地依赖人工智能、机器学习和自动化技术，实现对复杂飞行任务的智能处理和决策。
其次，制导与控制技术将更加注重精确性和灵活性。
通过引入新的传感器技术、建立更精确的模型和算法，提高飞行器的飞行精度和控制效能。
此外，制导与控制技术也将更加注重环境适应能力和自适应性，以应对不同飞行环境和任务需求。
最后，我们展望航空航天系统中制导与控制技术未来的突破点。
首先，光纤陀螺仪、星敏感器等新型传感器技术的应用将进一步提高制导与控制系统的精度和稳定性。
导弹设计中的制导与控制技术研究
导弹设计中的制导与控制技术研究导弹技术是现代军事争夺中的关键要素之一，其制导与控制技术是纵向深化的重要方向。
在导弹设计中，制导与控制技术的研究能够有效提升导弹的精确性和作战性能，使其成为军事利器。
首先，制导技术是导弹设计中的关键要素之一。
导弹的精确度和命中率是制导技术的重要体现。
随着技术的不断进步，现代导弹采用了诸如惯性、制导雷达、GPS等多种制导方式，其中制导雷达技术是导弹制导目前的主流。
制导雷达技术的优势在于其对于环境和天气的干扰能力较强，在复杂环境下具备出色的制导精确度。
其次，控制技术在导弹设计中也扮演着重要角色。
导弹的控制技术主要包括姿态控制和推力控制两种，两者都是保障导弹飞行过程中稳定性和精度的核心环节。
姿态控制主要借助飞控系统和舵面进行调整，可以保证导弹在高速飞行中保持良好的姿态和稳定性；推力控制则是调节导弹发动机的输出推力，以保证导弹行进速度、滞空时间和作战距离等多个方面的优良表现。
同时，导弹制导与控制技术也存在一些挑战和困难，需要继续深入研究。
首先，导弹相对而言是一种高速、高精度的武器，因此在制导和控制技术中要考虑航线规划、惯性导航等多种细节问题，以保证导弹有效命中目标。
其次，导弹作为一种弹药，其体积、质量、携带能力等参数都存在一定的局限，这些局限对于制导控制系统的设计和实现也提出了更高的要求和前提条件。
最后，对于导弹制导与控制技术的研究，需要多方面的积极探索与进步。
在制导技术方面，未来应当进一步突破制导雷达等传统技术，领先探索新的制导方案和技术方法，创新推出更为敏锐、准确的制导体系；在控制技术方面，应该适应更为复杂的控制环境和导弹参数要求，利用数值模拟等技术手段开展精确的模拟试验和优化设计，不断提升导弹控制精度和动态性能。
对于这些工作的推进依赖于各种领域的积极合作与交流，没有人单方面能够彻底解决问题。
在制定研究计划和方案的同时，必须考虑产业链整个环节的需求和实际落地状况，加快推进实际应用和生产制造等方面的成果输出。
寻的导弹末端导引律及导引与控制一体化研究
硕士学位论文寻的导弹末端导引律及导引与控制一体化研究DESIGN OF TERMINAL GUIDANCE LAW AND INTEGRATED RESEARCH FOR HOMINGMISSILES张力丹哈尔滨工业大学2018年6月国内图书分类号：TJ765.3 学校代码：10213 国际图书分类号：623 密级：公开工程硕士学位论文寻的导弹末端导引律及导引与控制一体化研究硕士研究生：张力丹导师：伊国兴研究员申请学位：工程硕士学科：控制工程所在单位：航天学院答辩日期：2018年6月授予学位单位：哈尔滨工业大学Classified Index: TJ765.3U.D.C: 623Dissertation for the Master Degree in EngineeringDESIGN OF TERMINAL GUIDANCE LAW AND INTEGRATED RESEARCH FOR HOMINGMISSILESCandidate：Zhang LidanSupervisor：Prof. Yi GuoxingAcademic Degree Applied for：Master of Engineering Speciality：Control Engineering Affiliation：School of AstronauticsDate of Defence：June, 2018Degree-Conferring-Institution：Harbin Institute of Technology哈尔滨工业大学工程硕士学位论文摘要导引系统与控制系统是导弹的核心部分，是实现导弹精确打击的关键。
随着攻击目标运动性能的提高，传统的制导控制设计方法已经不能满足制导性能，需要考虑新的导引与控制方法以提高导弹的整体性能。
本文以末制导段寻的导弹打击机动目标为研究背景，基于滑模变结构理论，研究了针对大气层中高速机动目标的导引律，同时结合自适应反演设计思想研究了将导引与控制合二为一的一体化设计方法。
控制制导与控制技术
控制制导与控制技术嘿，朋友们！今天咱们来聊聊那超级酷的制导与控制技术。
这玩意儿就像是科技世界里的魔法棒，指挥着各种东西精准地跑来跑去，比最听话的小狗还听话呢。
想象一下，制导与控制技术就像是一个超级严格的交通警察，不过它指挥的可不是马路上的汽车，而是在空中飞的导弹、在宇宙溜达的卫星。
导弹就像是一个个急性子的运动员，一刻也不想偏离自己的跑道，制导与控制技术这个教练就死死地拽着它们，告诉它们：“嘿，小子，就沿着这个方向冲，别瞎跑！”卫星呢，那就是在宇宙这个超级大游乐场里玩耍的小朋友。
制导与控制技术就像小朋友们的爸爸妈妈，时刻关注着卫星的动向，要是卫星这个小调皮想偷偷跑去别的星系逛逛，制导与控制技术就会一把拉住它，说：“不行哦，宝贝，你就在这片小天地好好玩。
”这技术要是用在无人机上，那无人机就像被施了魔法的小蜜蜂。
不管是给大片大片的农田洒农药，还是在空中拍摄超级酷炫的风景照片，它都能稳稳当当的。
就好像它的身上系了一根无形的线，而这根线就握在制导与控制技术的手里，它让无人机往左就往左，让它转圈就转圈，比耍杂技的还听话。
要是把制导与控制技术比作厨师的话，那各种飞行器就是厨师手下的食材。
厨师要把这些食材做成一道精致的菜肴，那可不能让食材乱跑。
于是，制导与控制技术就精心地调配着飞行器的速度、方向等各种“调料”，让它们完美地结合在一起，做出一道让人类科技味蕾感到惊艳的“大餐”。
在军事领域里，制导与控制技术更是厉害得不得了。
它就像隐藏在黑暗中的忍者大师，悄无声息地引导着武器精确打击目标。
那些目标在制导与控制技术的眼里，就像被打上了超级明显的标记，跑都跑不掉，仿佛是被一只无形的大手牢牢抓住。
再说说航天方面，火箭发射的时候，制导与控制技术就像是火箭的导航仪。
火箭就像一个急于冲出家门探索世界的孩子，制导与控制技术则冷静地告诉它：“孩子，按这个路线走，才能到达你想去的星辰大海。
”如果没有这个技术，火箭可能就像没头的苍蝇到处乱撞，那可就惨咯。
宇航器制导与控制系统设计及性能分析
宇航器制导与控制系统设计及性能分析宇航器制导与控制系统在航天器的飞行过程中发挥着至关重要的作用，它能够实现航天器的稳定性、精准性和安全性，是航天任务成功的关键。
本文将对宇航器制导与控制系统的设计原理和性能进行深入分析，以期为相关研究和实践提供参考和指导。
一、制导系统设计宇航器的制导系统主要包括导航系统、引导系统和控制系统。
导航系统用于确定航天器的位置和速度，引导系统负责计算飞行轨迹和目标点，控制系统则通过执行相应的控制指令来实现飞行器的姿态、速度和位置控制。
在设计制导系统时，需要考虑航天器的任务需求、飞行环境、动力系统等因素，并采用合适的传感器、执行机构和控制算法来实现系统功能。
二、控制系统设计控制系统是宇航器制导系统的核心部分，其设计关系到航天器的飞行性能和稳定性。
常见的控制方式包括姿态控制、速度控制和位置控制，通过在不同控制环节中选择合适的传感器和执行器，以及设计合理的控制策略和算法，可以实现航天器在各种复杂环境下的精确控制和稳定飞行。
三、性能分析制导与控制系统的性能评估是对其设计效果的重要检验，通常包括稳定性、精度、鲁棒性等指标。
稳定性是指航天器在受到外部干扰时能够保持稳定的能力，精度是指航天器能够实现预定的轨迹和目标点，鲁棒性是指航天器能够适应各种复杂环境和工作状态。
通过对制导与控制系统的仿真和实验验证，可以对系统性能进行全面评估，并进一步优化系统设计。
综上所述，宇航器制导与控制系统的设计和性能分析是航天工程中至关重要的环节，只有不断提高系统的稳定性、精度和鲁棒性，才能确保航天器顺利完成各项任务。
希望本文对相关领域的研究者和工程师有所启发，促进航天技术的进步和发展。
【新】探测制导与控制技术专业毕业论文完整框架开题报告ppt
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偏置比例导引末制导控制
偏置比例导引末制导控制高静;金玉华;杨晓锋【摘要】In the process of satellite proximity observation and fault diagnosis, the vehicle was required to be close enough to the satellite. From the perspective of anti-collision, the flyby demand of biased proportional navigation was proposed. Aiming at this demand and based on relative motion model and the relationship between expected bias-distance and line of sight rate in 2-D plane, the bias term was reconstructed in 3-D space, and a biased proportional navigation guidance law with terminal bias-distance constraint was designed. The guidance law was applied to the two planes of the line-of-sight coordinate respectively to achieve the biased control and then realize the bias of random direction of the plane perpendicular to the line of sight. Finally, six-degree-of-freedom mathematical simulations are implemented for the intersection methods of along the rail with low velocity and inverse the rail with high velocity. Simu-lation results of the two intersection methods demonstrate that the miss distances are both less than 0.5m, the vehicle is guided to the target's flyby point successfully, and the attitude is stabilized in biased terminal guidance control process. The proposed control method provides a feasible method for proximity observation at a flyby point near the target.%在空间航天器近距离观测和故障诊断过程中,要求距离航天器足够近.从防碰撞角度出发,提出了偏置导引近距离飞跃的要求.针对此要求,在相对运动模型的基础上,根据二维平面内期望的偏置距离与视线转率之间的关系,扩展到三维空间中重新构造偏置项,推出了一种具有终端偏置距离约束的偏置比例导引律,在视线坐标系的两平面内分别应用该导引律进行偏置控制来实现垂直于视线的平面内任意方向的偏置.最后对顺轨低速和逆轨高速两种不同交会方式进行了六自由度数学仿真,仿真结果表明,两种交会方式的脱靶量误差均小于0.5m,能成功将飞行器导引到目标近旁飞跃点,且在偏置末制导过程中稳定了飞行器的姿态,从而验证了偏置制导控制的可行性,为对目标近距离观测提供了一种新的方法.【期刊名称】《中国惯性技术学报》【年(卷),期】2017(025)006【总页数】6页(P815-820)【关键词】航天器近距离观测;故障诊断;防碰撞;偏置导引;偏置制导控制【作者】高静;金玉华;杨晓锋【作者单位】中国航天科工二院,北京 100854;中国航天科工二院,北京 100854;中国航天科工二院二部,北京 100854【正文语种】中文【中图分类】V448随着现代科技的发展，近旁飞跃观察目标已成为重要的作战方式之一。
三点法比例导引法课程设计解读
三点法⽐例导引法课程设计解读绪论导弹制导规律即导引律是空战中实现战机追踪拦截导引的⽕控系统关键技术之⼀。
导引律的选择对导弹能否精确打击⽬标⾄关重要,它根据双⽅的相对位置、速度和加速度等基本信息导引载机接近⽬标，实施攻击。
针对机动⽬标的攻击导引技术是导引律研究的重点，这是因为实际空战中双⽅采取机动⽅式对抗，⽬标的机动往往难于预测。
为此⼈们从不同⾓度采⽤不同的理论和⽅法研究针对机动⽬标的导引律，提⾼导引性能。
本章对导弹导引律的研究状况进⾏了综述，以期为导弹制导与控制及相关问题研究提供参考。
[1]反坦克导弹实际⽬标的运动特性是⽆法预先确定的。
在导弹设计或研究问题时，往往对⽬标的运动规律进⾏假设。
如假设⽬标平直等速飞⾏，或等速盘旋飞⾏等。
导弹的飞⾏速度的变化，则由弹体结构、空⽓动⼒外形和发动机特性来确定。
⽽决定理想弹道最重要的因素是导引法的选择。
对于遥控导弹来说，⼀个好的导引法应具有以下特点：（1）由导引法确定的理想弹道必须通过⽬标；（2）理想弹道各点的法向加速度值在⽬标遭遇区附近应⾮常⼩；（3）⽬标机动飞⾏时，对遭遇区附近的弹道法向加速度的影响愈⼩愈好；（4）实现导引法的误差公式要简单，在技术上要易于实现，并具有⼀定的抗⼲扰性。
⽬前，都是以这四项标准来衡量导引法的优劣。
为此，需要深⼊研究导弹在各种导引法情况下所确定的理想弹道的运动特性。
同时，在⾃寻的制导中，有三种经典导引⽅式，分别是追踪法、平⾏接近法、⽐例导引法。
追踪法是指导弹在飞向⽬标的过程中，导弹的运动速度飞向始终指向⽬标。
其优点在于制导系统⼯程实现容易，但缺点是导弹迎击⽬标或攻击近距离⾼速⽬标时，弹道弯曲严重，需要较⼤的法向过载。
平⾏接近法是指导弹在飞向⽬标的过程中，⽬标视线在空间始终保持平⾏（即⽬标视线⾓保持不变）,采⽤平⾏将近导引律时，不需要太⼤的法向过载，导弹在空间飞⾏直⾄命中⽬标的飞⾏时间较短，这是它的优点，但这种导引规律实现起来很困难。
比例导引制导律
比例导引制导律比例导引制导律是一种常见的制导方法，通过在飞行器中搭载传感器和计算机系统，根据飞行器与目标之间的相对位置和速度关系，实现对目标的精确导引。
本文将从比例导引制导律的基本原理、应用范围以及相关技术进行详细介绍。
1. 基本原理比例导引制导律的基本原理是根据飞行器与目标的相对位置和速度关系，通过计算出所需的修正指令，使飞行器能够按照预定的轨迹精确导引至目标。
其基本流程如下：(1) 获取飞行器与目标之间的相对位置和速度信息；(2) 利用传感器获取飞行器当前状态的参数；(3) 根据预先设定的导引算法，计算修正指令；(4) 将修正指令传送给飞行器的控制系统，实现对飞行器的导引。
2. 应用范围比例导引制导律广泛应用于军事和民用领域，例如导弹制导、飞机自动驾驶、无人机导航等。
它能够提供精确的导引能力，在战场上发挥重要作用，也在航空航天、救援行动等方面发挥了重要的作用。
3. 相关技术在比例导引制导律中，涉及到很多关键技术，包括传感器技术、计算机处理技术、导引算法等。
传感器技术用于获取飞行器与目标之间的相对位置和速度信息，计算机处理技术用于实时计算修正指令，导引算法则是根据具体需求和任务目标设计的。
此外，为了提高导引的准确性和可靠性，还需要考虑飞行器的稳定性控制、环境干扰的补偿等技术问题。
综上所述，比例导引制导律是一种基于相对位置和速度关系的精确导引方法，广泛应用于军事和民用领域。
它依靠传感器、计算机系统和导引算法的配合，实现对飞行器的精确导引。
在将来的发展中，比例导引制导律将进一步提高导引的准确性和可靠性，为飞行器的导引和控制提供更多创新解决方案。
制导与控制系统原理
1.角度鉴别力：是制导系统对同一距离上，不同方位的两个目标的分辨能力，一般用能够分辨出的两个目标与控制点连线间的最小夹角Δφ表示。
2.红外成像制导系统：红外成像制导系统利用红外探测器探测目标的红外辐射，获取红外图像进行目标捕获与跟踪，并将导弹引向目标，它探测的是目标和背景间微小的温差或辐射频率差引起的热辐射分布图像。
3.理想弹道：如导弹的外形及参数是理想的，发动机的推力是额定的，控制系统（包括导弹本身）既无惯性有无延迟，大气条件符合标准，目标特性也是确定的，则按给定初始条件计算出的弹道称为理想弹道。
4.遥控指令制导：遥控指令制导是从制导站向导弹发出引导指令信号，送给弹上控制系统，把导弹引向目标的一种遥控控制导方式。
特点：制导设备分为制导站引导设备和弹上控制设备两部分。
制导站设备有目标、导弹观测跟踪装置，指令形成装置，指令发射装置等。
弹上设备包括指令接收装置，弹上控制系统。
根据指令传输形式的不同，遥控指令制导分为有线指令制导和无线电指令制导两类。
5.攻角 ：速度向量vd在弹体纵向对称平面的投影与弹体纵轴间的夹角称为攻角，弹体纵轴在速度向量投影上方时，攻角为正。
6.比例导引法：保持导弹速度矢量转动角速度与目标视线转动的角速度成一定比例的引导方法，叫比例导引法。
7.串联复合制导：串联复合制导就是在导弹飞行弹道的不同段上，采用不同的制导方法。
8.导弹的动态特性：导弹的动态特性，就是指偏转舵面或导弹受扰动时导弹运动的动力学特性，通常是指没有控制系统作用时，导弹的稳定性和操纵性。
9.测角仪：测角仪是具有测量坐标系并可用来测定空间运动体（目标或导弹）在该坐标系中所处位置的仪器，它的输入量为被测量的目标（导弹）坐标变化的信息，它将输入量与测量坐标系的基准信息进行比较，并产生误差信号，经放大与转换之后，生成与角误差信号相对应的电信号。
10.并联复合制导：并联复合制导就是在导弹的整个飞行过程中，或者在弹道的某一段上，同时采用几种制导方式。
导弹制导与控制
导弹制导与控制综述现代战争，从某种意义上说是科技水平的较量，武器的先进性虽然不能最终决定战争的胜负，但用高科技手段装备的精良武器在某个占局部战争中确实能起到关键作用，任何人决不能忽视科技手段在现代化战争中发挥的越来越重要的作用。
与以往的战争相比，现代战争的突出特点是进攻武器的快速性，长距离，高空作战能力强。
对于机动能力很强的空中目标或远在几百，几千公里的非机动目标，一般的武器是无能为力的，即使能够勉强予以攻击，其杀伤效果也能够满足这些要求的先进武器。
导弹与普通武器的根本区别在于它具有制导系统，制导系统的基本任务是确定导弹与目标的相对位置，操纵导弹飞行，在一定的准确度下，引导导弹沿预定的弹道飞向目标。
导弹命中目标的概率主要取决于知道系统的的工作，所以制导系统在整个导弹系统中占有极重要的地位。
1 导弹知道原理导弹之所以能够精确地命中目标，是由于我们能按照一定的引导规律对导弹实施控制。
控制导弹的飞行，根本点是改变导弹飞行方向，改变飞行方向的方法就是产生与导弹飞行速度矢量垂直的控制力。
在大气层中飞行的导弹主要受发动机推力P，空气动力R和导弹重力G作用。
这三种力的合力就是导弹上受到的总作用力。
导弹受到的作用力可分解为平行导弹飞行方向的切向力和垂直力导弹飞行方向的法向力，切向力只能改变导弹飞行速度的大小，法向力才能改变导弹飞行方向，法向力为零时，导弹做直线运动。
导弹的法向力，由推力，空气动力和导弹重力决定，导弹的重力一般不能随意改变，因此要改变导弹的控制力，只有改变导弹的推力或空气动力。
在大气层内飞行的导弹，可由改变空气动力获得控制，由翼导弹一般用改变空气动力的方法来改变控制力。
在大气层中或大气层外飞行的导弹，都可以用改变推力的方法获得控制。
无翼导弹主要是改变推理的办法来改变控制力，因为无翼导弹在稀薄大气层内飞行时，弹体产生的空气动力很小。
下面我们以改变导弹空气动力的方法为例说明导弹飞行控制原理。
导弹所受的空气动力可以沿速度坐标系分解为升力，侧力和阻力是垂直于飞行速度方向的；升力在导弹纵队称平面内，侧力在导弹侧平面内。
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针对固定目标使用有偏纯比例导引的间接弹着角控制一、前言制导设计的主要目的,即拦截目标,可能自身条件并不总是充分的。
一些特殊的需求可能需要其他控制目的。
对于一些应用领域,有一个次要目标需要从某个指定方向接近目标,可以被解释为要求达到一定的弹着角（撞击角度）。
一个众所周知的导弹应用例子是约束弹着角以提高弹头的有效性。
先前针对于弹着角的研究工作主要是以下两类: 基于最优控制理论和基于比例导引(PN)的方法。
在第一个方向做出开创性工作的是金和格莱德[1],他们将问题在线性二次最优化的框架内得到了解决。
同一方向的另一个方法是利用施瓦兹不等式[2]。
第一组中的制导律需要随着时间的推移反馈,这可能会在实践中不可行。
另一方面, 第二个方向的第一个例子是金姆研究的[3]，在研究中，一个作为距离函数的时变偏差项被添加到PN 命令中，这也可能不是可行的。
另一种可选的方法是在切换到经典比例导引之前执行适当的轨迹形成无需使用复杂的输入(例如,按照预定的轨迹的形式[4]或采用较低的比例导引获得[5])。
本项研究工作可以归类到第二种方法。
攻击一个固定目标的轨迹形成是通过加偏的纯PN(PPN)命令实现的。
非线性微分方程控制这种有偏的运动学PPN(BPPN)制导律是在封闭的形式和稳定性判据中解决的。
通过BPPN 法的积分形式,间接解决了控制问题,这意味着制导命令不涉及一个控制弹着角的误差项影响。
相反,提出的两阶段的指导方案,BPPN 后跟PN,涉及到偏项的连续积分，以及随后的积分达到一定值后删除。
这意味着一种开环的控制,这可能会带来有干扰的性能损失问题。
进行的一系列针对速度变化和导引头噪音的性能测试表明该方法几乎对这样的影响并不敏感。
与经典比例导引一样,无论是运行时间还是距离信息,都不是必须的。
只有视线角(LOS)变化速率对于方案实施是充分的。
二、运动学关系图1描述了固定目标T 和其导弹P 之间的约束，其中,r 是距离。
导弹的速度大小是v,垂直于速度矢量的加速度分量的大小是a ⊥, γ是弹道倾角。
速度矢量和视线之间的角度是“观测角”ε，而λ表示视线角。
逆时针方向的角度是正的。
几何约束的非线性微分方程可以写成r = -v cos ε 1(a)r = -v sin λε 1(b)其中，点运算符表示对时间的微分，即d /d t . 定义追击角度之间关系的补充方程是：εγλ=- (2)导弹是由BPPN 制导的,所以其弹道必须遵循以下规律：N b γλ=+ (3)其中，N 代表导引导引系数，b 是偏离值。
用方程（2）和方程（3）时间导数的组合修正方程（1）得到：cos r v ε=- (4a)sin (1)N v b rεε=--+ (4b) 这是值得注意的，一组无量纲的微分方程将促进对于BPPN 运动学的更加全面的理解。
所以, 引入了两个新的变量,无量纲的距离和时间, |k|r ρ=，其中k=b/v 是一个常量，=||d b dt τ。
由此,方程（4）变换成：cos ρε'=- (5a)sin (1)N v εεσρ'=--+ (5b) 其中的主要运算符表示无量纲时间的导数,即/d d τ。
变量σ表示b 的符号,因此即使b 变化也依旧是常值。
由于距离是一个正值，第一个平衡点对应1σ=，第二个对应1σ=-。
图1 几何关系方程(5)的整合需要获得状态变量ε和ρ随着几何关系变化而变化的信息。
为了在时间域中规避不利的耦合过程方程(5 b)除以方程(5a)来修正：sin sin (1)d N v d εεσρρ=-- (6) 这个微分方程的解可以由以下形式所表示:1sin 2N c N σερρ-=+- (7)在这里,c 是一个定义一组根轨迹的积分常数。
这对N = 2方程是无效的,在这种情况下,解的值等于或小于2可以忽略。
考虑在一个特定的地对地制导的关系中可能造成较大的弹着角度,打击将受益于尽可能多的增加高度。
这可以用正的偏置,即σ= 1。
根轨迹绘制在图2中,图中还表示了相应的c 值。
你可以看到四组不同的根轨迹。
不是全部,但是两组收敛到原点,这意味着最终的目标是撞击到。
BPPN 制导律的稳定性判据可以利用的平衡点的积分常数来确定是否一个特定的制导过程会最终命中。
这个值可以从方程(7)中求得：11(1)(2)e N c N N -=--- (8)图2 根轨迹图2表明收敛并不仅仅取决于c,因为相同的值可能会导致轨迹发散和收敛。
通过检验,可以得出结论,导弹的轨迹只有在下面的情况下收敛：e c c >同时e ρρ<，或者e c c <同时/2επ<。
ρ的定义对于这一准则的物理解释很有用。
同样的范围,范围小的无量纲意味着小偏差(和/或高速度)。
小偏差的极限情况是没有偏差。
制导律在这种情况下变成PPN,它总是命中静止的目标,除非επ=-。
因此BPPN 方法的不稳定性随着ρ的增加而增加。
同时,这一准则表明BPPN 方法对于较大的角度值会失败。
这个结果和方程(5)是兼容的,这产生了一个正的变化率，/2επ>。
最后,方程式(2)、(3)、(5b)、(7)可以联立，获得弹道倾角变化率的表达式：222N cN N σγρ-'=--- (9) 这表明如果偏离在最后的瞬间仍然存在，目标将以非零的加速度被命中。
舒克拉和马哈在参考文献[6]认为，最佳偏置会导致控制效果的降低。
然而,在这个工作中,事实并非如此,因为基于弹着角的要求会设置机动方案。
三、有偏的纯比例导引弹着角如前一节所示,在命中的瞬间，角度将等于零角度。
根据文献(4、5),方程(3)的积分形式：()i ti i t N bdt γγλλ=+-+⎰ (10) 可以利用方程（2）求得弹着角：1fi t i i t f N bdt N λγγ--=-⎰ (11)这个方程的一个最重要的涵义是,弹着角可以通过调整偏转的积分得到控制。
偏离量的描述可以是任意形式,包括零值区间。
如果删除积分项，这个方程确实会得到PPN 弹着角。
这样一个简单而强烈的关系的存在解释了在PN 的各种变形形式中，本文选择基于PPN 的原因。
四、应用范围和示例场合为了获得一些分析结果，时间信息在第二章被牺牲。
另一方面,方程(11)(在第三章求出的)有着明确的时间依赖性。
这种对比解释了为什么在这里提出了一种两阶段的制导方案。
接下来, 提出了一个系统的实现方法,来挖掘在前面的章节提供的信息。
表1 制导方案参数如果偏差仅适用于一个时间间隔,在发射前持续时间是已知的,那么方程(11)可以用于确定一个偏离范围，来获得预期的弹着角。
剩下的轨迹的一部分,包括命中,由无偏PPN 处理。
随着偏置逐渐变化,调整其值保持一个不变的b/v 的比率是有效的,在第二章求得的工具可以提供描述导弹运动的制导方案。
因为弹道的形成在没有视线转率的影响时会更容易, 所以当目标还很远时，初步应用偏差将是有利。
分配初始偏差值的一种方法可以是使用一个预先确定的时间。
对于速度不增加的导弹，一个保守的方法是寻找一段持续时间来划分初始距离和初始速度。
因此,方程(11)可以改写为初始距离：(1)/i i d i i iN N b r v λγγ---=(12)其中，d γ表示期望的弹着角。
即使粗略估计的初始范围就足够了,因为导弹只有当偏差的积分达到要求值时才会切换到无偏制导。
在追击过程中,导弹使用以下速度权重调整偏差:/i i b bv v = (13)另外，当依照方程(11)偏差小时时，决定执行组合。
这样最终切换到无偏制导,上面的稳定性讨论似乎失去必须的意义。
然而,由于对大视线角必然会迅速产生不稳定的轨迹,遵守第一章的稳定性判据仍将是明智的，尤其是当视线角并非不受限制。
这一章节的其余部分是讨论地对地导弹需要打到一个5公里外的固定目标的示例场景。
初始具有15度的弹道倾角和250m/s 的速度的导弹,被建模为一个时间常数为0.25的一阶系统。
导弹的传递函数为s /(1 + Ts)[7], 时间常数T = 0.5秒,通过对视线角的操作可以估计视线角变化率。
当距离低于30米，导引头被认为无法追踪目标,然后制导指令保持最后的值。
导引系数N = 3的指导是通过加速度命令来实现,其中包括在横向方向上的重力补偿修正。
没有平行于速度矢量的方向的力;因此,如果重力存在，速度将不断变化。
仿真在MATLAB®/ Simulink 环境中运行，当紧邻目标时如果距离开始增加，仿真将会终止。
距离值在最后时刻产生脱靶量。
表1的前两列,分别展示场景数量和使用的指导方案,而第三列显示是否有重力。
接下来的三列显示性能变量,脱靶距离、弹着角,和控制的效果=||E a dt ⊥⎰。
没有普遍性的损失,只考虑垂直撞击。
前两个场景和第三个场景使用了两阶段指导方案，分别是常数偏差(b = 0.144 rad/ s)和加权速率偏差(b i = 0.144 rad/ s)。
第四场景使用了了一个完整的偏差策略,撞击前b i = 0.118 rad/s,这并不是一个现实的例子,因为垂直撞击产生的偏差值通过反复试验发现了错误。
最后,后面的两个场景,使用时变偏差比例导引制导律(TV-BPNG) [3],用于进行比较。
表1的最后一列给出这些零均值的标准偏差随机噪声对视线角的影响。
结果的平均值和标准偏差(在括号中)也一并列出。
图3 仿真结果图3给出了没有噪声的仿真结果,场景数目表示在每个曲线上。
如果适用的话，从BPPN 到PPN的切换瞬间可以清楚地从图3 b中观察。
从图3可以看出，除去偏差值常量,第二个导弹在对抗重力的同时比第一个上升的更高。
图3 c中展现了相应的趋势，时间从右到左增加,第一阶段的不同性质得到了证实。
另一方面,第三个导弹使用了速率加权法,如图3 c和图3 d所示。
这表明加权成功地消除了速度变化的不利影响。
这两个场景之间的区别只在图3 b 中很明显，因为此图中第三加速度的分布图受重力影响而扭曲。
接下来,可以看出第四个导弹比之前的导弹上升的少，这是由于其连续偏离策略。
表1表明,场景3和4的性能类似,虽然图3可能是个例外。
这种相似性只是因为他们都使用了考虑重力的速度加权来达到相同的弹着角。
总的来说,表1显示弹着角控制方法保持了性能, 不受速度变化和导引头噪声的影响。
TV-BPNG方法也不会受到干扰。
它产生低空轨道,这在限制视线角情况下是一个理想的特征。
图3 b中可以看到,尽管这种制导律所要求的开销过大，它的加速能力主要在最后阶段展现。
这将导致性能下降，表现为脱靶量增加,弹着角错误和控制失效。
五、结论在本研究工作中,非线性方程组代表在闭环中解决了与静止目标的BPPN动力学关系。
方程解表明,对于高偏离值，由于视线角迅速发散，不会命中。
制导律的积分形式隐含了,它可以用来通过调整偏差的积分来控制弹着角的影响。