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题名基于LSTM神经网络的来袭导弹制导律识别方法研究
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作者
袁则华
崔颢
徐琰珂
王龙
周桃品
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机构
中国空空导弹研究院
空基信息感知与融合全国重点实验室
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出处
《航空兵器》
CSCD
北大核心
2024年第6期57-63,共7页
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文摘
三体对抗场景下,对来袭导弹制导律的准确识别可以为其轨迹预测提供有力支持。针对此场景中来袭导弹运动与目标运动呈现半合作特征的特点,在收集导弹轨迹数据时加入不同目标机动,使数据更加贴合实际。提出了一种基于长短期记忆(Long Short-Term Memory,LSTM)神经网络的制导律识别方法,对来袭导弹制导律的类型进行识别。设计了一种加入注意力机制的LSTM神经网络,提高了网络模型的自适应能力以及泛化能力,使识别准确率及识别精度大幅度提高。实验结果证明,此方法识别准确率较高,且识别所需时间小,可以满足弹上使用需求。
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关键词
神经网络
制导律识别
LSTM
三体对抗
注意力机制
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Keywords
neural network
guidance law identification
LSTM
three-body confrontation
attention mechanism
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分类号
TJ765
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
V249
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名位标器干扰力矩的分析与自适应补偿
被引量：2
- 2
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作者
周桃品
李友年
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机构
中国空空导弹研究院
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出处
《红外与激光工程》
EI
CSCD
北大核心
2013年第7期1830-1834,共5页
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基金
总装精导预研基金
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文摘
干扰力矩做为影响导引头隔离度的重要参数,对制导系统产生了重要影响,在快响应制导系统设计中,要求尽可能降低干扰力矩的影响。针对干扰力矩的非线性、非定常特性,位标器稳定平台建模误差以及制导回路约束,提出干扰力矩自适应补偿控制方法。设计思路为:由制导精度分析,得到隔离度的频带约束;通过状态滤波及制导指令中引入非破坏性抖动信号,估计干扰力矩的主导项:滚动摩擦力矩;然后,运用带通滤波、状态反馈方法补偿非期望的干扰力矩。仿真结果表明:在参数摄动条件下,滚动摩擦力矩系数估值精度、快速性满足要求;提出的自适应补偿设计方法更贴近工程实际,能够用于解决寄生耦合影响严重的问题。
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关键词
干扰力矩
寄生耦合
自适应补偿
卡尔曼滤波
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Keywords
disturbance torque parasitic couple adaptive compensation Kalman filter
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分类号
TJ765.3
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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题名导引头隔离度对制导系统影响研究
被引量：6
- 3
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作者
周桃品
李友年
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机构
中国空空导弹研究院
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出处
《航空兵器》
2013年第1期32-34,50,共4页
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文摘
为分析隔离度对制导系统的影响,提出了隔离度引起的寄生耦合问题。首先建立了制导回路数学模型,讨论了寄生耦合的产生机理。接着,基于归一化方法和劳斯判据,提出了耦合回路的稳定性约束,研究了隔离度对制导回路稳定性的影响。最后选取典型参数,分析了寄生耦合效应的存在,改变了制导系统的响应特性。研究结果表明,为保证快响应寻的制导系统的性能最优,必须进行制导系统的匹配性设计。
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关键词
耦合回路
归一化
稳定性
隔离度
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Keywords
coupling loop
normalization
stability
disturbance rejection rate
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分类号
TJ765.331
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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题名临近空间高超声速目标防御制导策略研究
被引量：7
- 4
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作者
武文峰
靳凌
周桃品
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机构
中国空空导弹研究院
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出处
《航空科学技术》
2020年第3期68-72,共5页
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基金
航空科学基金(20170112012)。
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文摘
以临近空间高超声速飞行器X-51A为研究对象,基于X-51A超燃冲压发动机参数,通过估算其机动能力,提出巡航段拦截的制导方案,并分析了拦截弹可拦截锥角与速比的关系。为满足直接碰撞杀伤需求,论证了轨控直接力的使用方式、引入时机。最后,基于临近空间目标的雷达隐身和红外辐射特性,采用平台式红外导引头设计方案,并基于截获概率和制导精度约束,提出了对导引头帧频、分辨率及视场的指标要求。
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关键词
临近空间高超声速飞行器
空基拦截
直接碰撞
红外成像导引头
轨控直接力
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Keywords
near space hypersonic vehicle
air base interception
direct collision
imaging infrared seeker
rail control direct force
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分类号
TJ765.3
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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题名基于μ综合的导弹自动驾驶仪设计
被引量：1
- 5
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作者
王鹏举
贾晓洪
周桃品
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机构
中国空空导弹研究院
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出处
《四川兵工学报》
CAS
2011年第3期32-34,37,共4页
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文摘
为了满足高机动性要求,空空导弹常采用大攻角飞行;然而导弹大攻角飞行时存在通道间耦合严重、气动力系数摄动范围大等问题,使设计模型与实际对象误差严重,传统方法设计的自动驾驶仪很难满足鲁棒性要求。考虑导弹自动驾驶仪设计中存在的未建模误差和气动力系数摄动等不确定性因素,采用μ综合设计方法,以某型导弹为例对其俯仰通道驾驶仪进行了设计,仿真结果表明,与传统设计方法相比,所设计的控制系统不仅动态性能满足设计要求,且具有良好的鲁棒性能。
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关键词
自动驾驶仪
鲁棒性
Μ综合
不确定性
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Keywords
autopilot
robustness
μ-synthesis
uncertainty
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分类号
TJ765.2
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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