0 引 言

随着新型推力矢量涡扇发动机、 先进气动设计、 双向数据链和隐身技术的应用， 第四代战斗机和无人作战飞机等新一代航空武器相继出现， 使得在未来战争中导弹将面临机动能力更强、 逃逸方式更复杂、 可探测性更差的攻击目标。

然而， 目前对于抗大机动目标制导算法的研究， 大多是在目标信息及其机动方式完全准确可知的前提下进行的， 这种假设在实际工程实现中并不成立， 目标运动信息很难准确获得， 并且有一定的延迟， 难以满足对目标准确信息的需求。 导弹制导系统动力学影响会引起过载跟踪制导指令的响应延迟， 末制导时严重影响制导性能。

本文假设导弹采用雷达导引头,可以提供视线角和弹目接近速度信息， 针对末制导中目标进行大机动的情况， 与此同时， 考虑导弹制导系统动力学及重力影响， 利用经典控制理论， 在制导回路中加入指令校正环节。 通过比例制导律和校正环节相结合来减小脱靶量， 并在制导律中引入导弹加速度。 结构形式上类似于比例-微分控制器， 可以一定程度上提升系统快速性， 提高制导控制系统对抗目标大机动的能力。

现代化的行政事业单位管理模式需要严格的内部控制作为基本保障，科学的内部控制建设必须根据行政事业单位自身的实际情况对内部部门和人员、经营和决策进行系统的规划和管理，对于我国行政事业单位的现代化进程起到了决定性的作用。在新的建设时期，我国应该在行政事业单位中建立有效的改革机制和管理理念，才能更好地适应我国新时期的发展战略，使行政事业单位以灵活自治的姿态配合我国政策颁布的各项政策和法规。

1 数学模型与问题描述

鉴于通过反馈/前馈控制信号可提高瞬态和频率响应， 考虑如何利用经典控制理论来提高制导性能， 并在制导算法中引入导弹的实际加速度。

在社会主义法治社会的建设过程中，社会大众道德与法治意识的程度，特别是初中生的道德与法治意识，是衡量一个国家法制建设的重要标准。社会主义法制国家建设并不是一件一朝一夕就可以完成的任务，而是一项长期的任务。在初中道德与法治课教学中，注重激活学生的思维，促使其运用法治的思维处理与解决生活中遇到的问题。广大中学生是祖国未来发展的希望，更加肩负着社会主义法治社会建设的责任，因此，在初中道德与法治课中激活初中生的思维，有利于推动社会主义法治社会的建设。

1.1 目标机动模型

通常情况下， 能否精准获取目标的机动状态， 将会对制导精度产生非常严重的影响， 目标机动模型和实际模型之间越接近， 那么推导出的制导算法的工程实用价值也会越高。

首先， 假设目标为正弦机动， 一般来说， 不管是逃逸机动或者是蛇形机动， 在实际应用中， 均可将其看作为正弦机动。 本文假设目标是一阶动力学系统， 包含动力学时间常数Tt， 采用正弦机动形式， 该机动模型表达式如下：

(1)

式中： aT为目标机动实际加速度； aTc为目标机动加速度指令； ωT是目标机动频率。

1.2 系统模型

本文考虑在拦截平面内的弹目相对运动, 为了便于推导, 把导弹与目标均看作是质点, 分别用M和T表示, 连线LOS表示视线, λ为视线角, r为弹目相对距离, VM和VT分別为导弹和目标的速度矢量， aM和aT 分别为导弹和目标Y方向上的绝对加速度， 如图1所示。

  

图1 线性化弹目交战几何图

Fig.1 Linearized geometry diagram of missile-target

式中： τ10， τ20和k1都是常数； μ=1或0； k2=1或0。

导弹制导回路模型如图2所示， 导弹和目标的相对距离y(t)可以通过对导弹加速度aM与目标加速度aT之差求二次积分得到。 y(t)和弹目距离的比值能产生几何视线角λ， 这里剩余时间定义为tgo=tF-t。 导弹导引头建模为一个理想微分器， 可提供导弹和目标间视线角速率测量值。

对于人类（大致上）礼貌的谢绝，外星人的应对措施是将一艘足足有月球那般大的太空飞船停泊在地球和太阳之间。人类随后以更加火爆的方式表示拒绝，而外星人对人类的回应不屑一顾，就好像我们是一群蚊子似的。

从格拉斯哥到盎散克之旅显然是虚无的，从象征意义上来说，所谓的空间转换根本不存在，盎散克就是格拉斯哥，或者说是格拉斯哥的反乌托邦版本。贫困、失业、疾病、压迫和衰落，这些困扰格拉斯哥的社会问题在盎散克同样存在，甚至被加以夸大变形，正如科林·曼罗夫所说的那样，“它关注的都是大城市的问题：政治、社会、艺术和权力机构。”（Manlove 1994：198）

  

图2 导弹制导回路模型

Fig.2 Missile guidance model

滤波器和导引头动力学模型可以用传递函数表示为

 

(2)

将条件式(12)表示成确定WΣ(iω)未知参数的数学规划问题， 式(12)的伴随条件是WΣ(iω)的极点需要满足一定的瞬态响应。 根据控制理论， 增益k1的增大可以减小稳态误差e=ac-aM。 令1， G3(s)为带参数τ10和τ20的超前网络， 可以使Re(WΣ(iω))增加更多， 制导形式更为复杂。

飞行控制系统动力学结合了弹体和自动驾驶仪动态特性， 由传递函数表示为

 

(3)

式中： Tg是导弹制导动力学时间常数。

制导律采取比例制导律：

 

(4)

2 制导算法设计

主要关系式如下(为便于计算， 不考虑更高阶的G1(s))：

短视频可以充分利用其自身社交媒体的特点进行社会化营销，用户是社交平台中的主角，而社会化营销的目标群体也是网络平台中的这些用户，好的社会化营销可以让每一个用户成为企业宣传的参与者，担当企业营销人员，在社交平台中形成口碑营销。而短视频作为一种营销方式，只有在与社交媒体相结合时才能够发挥出更大的价值。而企业也可以在充分了解用户需求的基础上，通过对用户数据挖掘，制作千人千面的“个性化”的短视频，这样创作出来的短视频能够“投其所好”，也会获得更加良好的营销效果，个人或者营销品牌能够和用户更亲密的接触是社会化营销的优势。

Y(tF， s)=exp(NH(σ)dσ)YT(s)

(5)

推论2： 如果WΣ(s)在复平面右半平面没有极点， 并且

 

(6)

 

(7)

文献[3]通过在“加速度通道”中引入另外的微分单元， 来减小比例制导的脱靶量。 该文指出， 如果制导系统是线性的， W(s)分子次数等于分母次数且b1>0， 则对于任意有界目标机动都可获得零脱靶量。 对于线性化模型满足上述条件可以提高导弹制导性能， 但是忽略了飞行控制系统的动态特性， 实际结果会使制导性能受影响。

前馈单元和反馈单元选为

  

图3 引入校正环节的制导回路模型

Fig.3 Modified missile guidance model

这里包含前馈信号G4(D)ac和反馈信号G3(D)(ac-aM)的新的加速度指令aA：

aA=G4(D)ac+G3(D)(ac-aM)

(8)

式中： D是微分算子； 传递函数G3(s)和G4(s)分别表现了前馈和反馈通道的特性。

传递函数WΣ(s)表现了ac和aM的输入输出关系， 其表达式如下：

 

(9)

式中： G4(0)=1(实质是WΣ(0)=1)。

将设计新的制导算法的问题变成设计传递函数WΣ(s)(前馈和反馈通道G3(s)和G4(s)的传递函数)， 较之W(s)的情况， 此传递函数会产生更小的脱靶量， 并且其瞬态反应可以满足设计指标。

PrEP的定义：当人面临很高的HIV感染风险时，每天服用药物以降低被感染概率的措施行为。PrEP可降低高危人群感染HIV的风险。成人中，对于不持续使用安全套，可能感染HIV的高危人群应进行暴露前预防。

根据式(5)， 当输入频率为ω的目标加速度的谐波信号时， 针对正弦机动目标通过确定稳态分量来估计脱靶量:

 

(10)

式中： P(tF,iω)是tF时刻目标加速度aT引起脱靶量的频率响应。

在对企业的内控目标加以明确的同时，还需要明确企业中内控目标的具体内容。企业的管理层为了完善内控激励机制，就需要结合一定的责权，并且还应该考核各个部门的业绩，最终将考核的结果和员工的奖金以及工资挂钩，对于激励机制中的相关规定，应该严格遵守，并且还应该不断激发员工工作的积极性，引导员工将工作潜力充分的发挥出来。

当输入为正弦信号时， 计算式(5)的稳态分量。 峰值脱靶量就是稳态分量的幅值。

胡马强每次来都要额外给小费，开始范峥峥不要，胡马强一本正经地说，这是弥补你的劳动报酬。我认为社会对你们不公平，我反感有人歧视你们的职业。他七说八说，范峥峥只好收下。

文献[2]中提出如下定理： 如果方程WΣ(s)在复平面的右半平面无极点， 并且

 

(11)

那么式(8)的新制导算法aA所引起的峰值脱靶量就低于比例制导律脱靶量。

基于上述定理， 可以得到推论1： 如果WΣ(s)不是一个严格有理函数， 并且其分子和分母是相同阶数的多项式， 那么峰值脱靶量为零。

由图3可以看出,柴储混合电力系统在没有负荷频率协调控制和滑模负荷频率控制器的情况下,系统频率偏差值会出现超过±0.2 Hz的情况,系统频率无法正常稳定运行,因此需要对柴储混合电力系统设计协调控制策略。

以上讨论了基于不严格有理传递函数的零脱靶量。 这里零脱靶量的产生条件用不同方式得到证明。 此外， 以上所述仅仅与脱靶量的稳态条件相关。 这种不严格有理传递函数对噪声非常敏感， 其实现需要纯微分单元， 实际上并不能实现。

问题分析 本题的关键仍然是找出点P运动的路线.从条件看，不论点C、D如何运动，图形都具有如下特点：①△COD是以CD为斜边的直角三角形；②斜边CD的长保持不变，故CD的中点P到定点O的距离不变(等于定长，故点P的大致路线是以O为圆心，为半径的圆.考虑C、D的起点和终点位置可知：点P的运动路线是以O为圆心，为半径的圆夹在∠AOB内的圆弧(如图5).

式中： YT(s)是目标垂向位置yT(t)的拉普拉斯变换； Y(tF,s)是y(tF)的拉普拉斯变换。

Re(WΣ(iω))>Re(W(iω)), ω>ωT

(12)

目标机动频率为ωT时， 新制导算法作用下的峰值脱靶量较比例制导要小。

条件式(11)和(12)适用于稳态模型。 由于系统瞬态响应与频率响应相关， 对于短拦截时间来说， 满足这两个条件的新制导律能降低脱靶量似乎是合理的。 基于上述推论， 可使用足够简单的控制结构模型来证明此种方法， 以便于新制导算法能够容易应用于实际。 瞬态响应和频率响应将同时被考虑。

相比于图2， 引入前馈和反馈单元的制导回路模型如图3所示。 通过超前环节和比例环节改善系统的动态性能， 对控制系统存在的延迟进行补偿。

 

(13)

G4(s)=k2

(14)

engagement

基于式(9)， 传递函数WΣ(s)为

1.5 统计学处理 采用SPSS18.0软件进行数据分析。计数资料用百分率表示，比较采用χ2检验，以P<0.05为差异有统计学意义。

 

(15)

式中： τ3和τ2为常系数。

确定具体参数的时候， 从稳定性、 快速响应能力和制导精度(即脱靶量)三方面综合考虑， 在制导性能得到提高的同时， 要确保对制导回路不造成较大负面影响。

3 仿真验证

初始假设： 对于图3的导弹制导模型， 飞行控制系统初始条件为零且接近速度为常值。

G1(s)=1; N=3;

当然，绿色印刷的实现，不能仅仅依靠局部的改变，应从印刷所需原料的采购，到印前、印刷、印后的全过程着手，进行绿色改革。比如在原辅材料采购上，盛通印刷采用通过国家环境标志认证的纸张、油墨和润版液等，选择与在生产经营活动中实施环境保护措施的材料供应商合作，要求供应商提供材料的绿色认证，并在使用前进行环保测试。盛通印刷的纸张供应商均通过了FSC、PESC等认证。

 

W(iω)的频率响应中， 该系统的动态性能良好， 并且有足够的稳定增益。 对于ω≥6.3 rad/s， 有W(iω)<<1且Re(W(iω))<0， 因此条件式(12)应该在ω∈[0, 6.3]频率范围内进行校验。

首先考虑G3(s)=k1的情况。 分析式(9)， 通过选择合适的k1， 可以明显减小e=ac-aM(使ac逼近aM)。 WΣ(iω)的实现有两种途径： k1=3, k2=0和k1=1, k2=1。 第二种情况下， WΣ(iω)的增益等于4/3， 因此为了满足条件WΣ(0)=1, 应该把有效导航比增大3/4。 之后通过增加相应的N以满足这个条件。 图4的频率响应实部以及图5的阶跃响应显示， 修正系统WΣ(iω)比原系统有更好的动态特性， 同时也满足条件式(11)～(12)。

  

 

图4 W(iω)和WΣ(iω)的频率响应实部

 

Fig.4 Real part of frequency response of W(iω)and WΣ(iω)

  

图5 WΣ(iω)的阶跃响应

Fig.5 Indicial response of WΣ(iω)

针对比例制导律和校正制导算法的制导系统， 令aTc=8gsin(1.31t)， 图6给出了峰值脱靶量的比较， 可以推断出以下制导律：

 

(16)

或

(17)

  

图6 比例制导律和校正制导算法峰值脱靶量对比

Fig.6 Comparison of peak miss distance between proportional guidance and corrected proportional guidance

图7所示为目标机动引起的脱靶量随未制导时间的变化情况， 表1所示为制导律的对比分析情况。 结果显示， 所提出的指令校正算法明显减小了脱靶量， 与理论分析结论一致； 与比例制导算法相比， 本文提出的新型制导律具有明显的性能优势， 可有效提高制导系统的快速响应能力， 减少延迟。

  

图7 目标机动引起的脱靶量随末制导时间变化曲线

Fig.7 The change curve of the miss distance caused by the target maneuver with the terminal guidance time

表1 制导律的对比分析

Table 1 Comparison and analysis of guidance laws

  

序号参数拦截时间/s脱靶量/m1k1=0，k2=1，τ10=0，τ20=0102．382k1=3，k2=0，τ10=0，τ20=0，μ=1100．893k1=3，k2=1，τ10=0．1，τ20=0．02，μ=1105．714k1=3×3/4，k2=0，τ10=0，τ20=0，μ=1100．935k1=3×3/4，k2=1，τ10=0．1，τ20=0．02，μ=1100．27

4 结 论

本文旨在研究抗目标大机动时指令校正算法的改进， 通过提高快速性、 减少延迟来提高制导精度。 与以比例制导律为基础的制导算法比较， 该制导算法可以获得较小的制导脱靶量， 弥补弹体动态响应引起的延迟， 在一定程度上提升系统快速性， 提高制导控制系统对抗目标大机动的能力。

制作代书遗嘱应注意以下几点：第一，遗嘱人口述遗嘱内容，由见证人代替遗嘱人书写遗嘱。代书人应如实记载遗嘱人口述的遗嘱内容，不可对遗嘱内容作出任何更改或修正。第二，代书遗嘱必须有两个以上见证人在场见证，其中一人可为代书人。第三，代书人、见证人和遗嘱人必须在遗嘱上签名，并注明年、月、日。代书人将书写完毕的遗嘱，应交由其他见证人核实，并向遗嘱人当场宣读，经遗嘱人认定无误后，由代书人、其他见证人和遗嘱人签名，并注明具体日期。

参考文献：

[1] Zarchan P.Tactical and Strategic Missile Guidance[M]. 6th ed. AIAA: Progress in Astronautics and Aeronautics, 2012: 107-136.

[2] Yanushevsky R. Modern Missile Guidance[M]. Boca Raton: CRC Press, 2007: 73-87.

[3] Gurfil P, Guelman M M, Jodorkovsky M. Neoclassical Guidance for Homing Missiles[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2001: 452-459.

[4] 张文渊， 郭涛， 夏群利， 等. 考虑目标机动及修正动力学的最优制导律研究[J]. 航天控制, 2016, 34(3): 8-13.

Zhang Wenyuan,Guo Tao,Xia Qunli,et al.The Study of Optimal Guidance Law Based on Target Maneuver and Modificatory Dynamics[J]. Aerospace Control, 2016, 34(3): 8-13. (in Chinese)

[5] 李辕， 赵继广， 闫梁， 等. 拦截高速机动目标偏置比例制导律研究[J]. 装备学院学报, 2015, 26(5): 71-76.

Li Yuan, Zhao Jiguang, Yan Liang, et al. Biased Proportion Navigation Guidance Law for Maneuvering Targets Interception with Angular Constraints[J]. Journal of Equipment Academy, 2015, 26(5): 71-76.(in Chinese)

[6] 左斌， 李静， 胡云安. 一种攻击大机动目标的变参数组合导引律[J].飞行力学， 2007, 25(2)： 46-49.

Zuo Bin,Li Jing,Hu Yunan.A Parameter-Variable Integrated Guidance Law Against Big Maneuvering Target[J]. Flight Mechanics, 2007, 25(2): 46-49.(in Chinese)

[7] 王宝林， 左斌. 攻击大机动目标的导弹运动跟踪平滑导引律研究[J]. 弹箭与制导学报， 2008, 28(2): 41-44.

Wang Baolin,Zuo Bin.Research on Motion Tracking Smooth Guidance of Missile for Attacking Maneuvering Target[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2008, 28(2): 41-44.(in Chinese)

[8] 曹有亮， 张金鹏． 扩展卡尔曼滤波器的目标机动信息估计研究[J]．航空兵器， 2016(1)： 40-44．

Cao Youliang， Zhang Jinpeng．Research on Target Maneuvering Information Estimation Method of EKF[J]．Aero Weaponry， 2016(1)： 40-44．(in Chinese)

[9] 马克茂， 马杰. 机动目标拦截的变结构制导律设计与实现[J]. 宇航学报， 2010, 31(6): 1589-1595.

Ma Kemao, Ma Jie.Design and Implementation of Variable Structure Guidance Law for Maneuvering Target Interception[J]. Journal of Astronautics, 2010, 31(6): 1589-1595. (in Chinese)

[10] 王辉， 林德福， 程振轩. 考虑动力学滞后的最优比例导引律研究[J]. 弹箭与制导学报， 2011, 31(4): 33-36.

Wang Hui,Lin Defu,Cheng Zhenxuan.The Research on Optimal Proportional Navigation Guidance with Single Dynamic Lag[J]. Journal of Projectile, Rockets, Missiles and Guidance, 2011, 31(4): 33-36.(in Chinese)

[11] 周荻， 曲萍萍. 考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的有限时间收敛导引律[J]. 航空兵器， 2013(3): 9-12.

Zhou Di, Qu Pingping. Finite Time Convergence Guidance Law Accounting for Second-Order Dynamics of Missile Autopilots[J]. Aero Weaponry, 2013(3): 9-12.(in Chinese)

[12] Ulybyshev Y. Terminal Guidance Law Based on Proportional Navigation[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2012, 28(4): 821-823.

[13] Atir R, Hexner G, Weiss H. Target Maneuver Adaptive Guidance Law for a Bounded Acceleration Missile[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2010, 33(3): 695-706.