基于误差动力学的全局非线性精确飞行时间控制制导律设计  

Global nonlinear exact impact time control guidance design based on error dynamics

作　　者：刘远贺 黎克波[1,2] 朱云冲 梁彦刚 LIU YuanHe;LI KeBo;ZHU YunChong;LIANG YanGang(College of Aerospace Science and Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410072,China;Hunan Key Laboratory of Intelligent Planning and Simulation for Aerospace Missions,Changsha 410072,China)

机构地区：[1]国防科技大学空天科学学院,长沙410072 [2]空天任务智能规划与仿真湖南省重点实验室,长沙410072

出　　处：《中国科学：技术科学》2023年第4期565-575,共11页Scientia Sinica(Technologica)

基　　金：国家自然科学基金(批准号:12002370);湖南省自然科学基金(批准号:2019JJ50736)资助项目。

摘　　要：针对当前飞行时间控制制导律在大前置角场景中存在失效风险的问题,本文提出了一种基于误差动力学原理的全局非线性精确飞行时间控制制导律设计方法.首先基于导弹非线性制导模型,利用高斯超几何函数方法推导了比例导引律导引的导弹剩余飞行时间精确解和级数解.在此基础上,将基于误差动力学原理的制导律设计方法拓展到大前置角场景中,推导了精确剩余飞行时间误差动力学方程,利用剩余飞行时间精确解分别给出了基于最优误差动力学和固定时间收敛误差动力学的精确飞行时间控制制导律,最后通过仿真验证了所设计制导律的优越性.Because of the failure risk of the current impact control guidance in a large leading angle scenario,a global nonlinear exact impact time control guidance design method based on the error dynamics is proposed in this study.First,based on the missile nonlinear guidance model,the time-to-go exact and series solutions of PNG-guided missiles are derived using the Gaussian hypergeometric function method.On this basis,the guidance design based on the error dynamics is extended to a large leading angle scenario.Using the time-to-go exact solution,the impact time control guidance based on the optimal error dynamics and fixed-time convergent error dynamics is given.Finally,the superiority of the proposed guidance is verified using simulation.

关 键 词：制导律设计 高斯超几何函数 剩余飞行时间精确解 全局非线性 飞行时间控制 

分 类 号：TJ765.3[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]