固体动能拦截器助推段飞行方案研究

针对三维空间内的高速飞行目标,提出了一种可用于固体动能拦截器助推段的导引方法。建立了固体动能拦截器与目标的相对运动关系模型,分析确定了转移轨道的约束条件,并在此基础上推导出转移轨道的轨道根数计算方法。同时根据拦截器的待增速度给出了助推器推力矢量方向的确定方法。仿真结果表明,该方法能有效实现固体动能拦截器助推段的制导控制。     

一种适用于小推力轨控发动机“二次变轨”机动突防方案

针对突防发动机轨控推力较小,难以产生在拦截器末制导段内成功突防所需的机动过载的实际情况,提出避开拦截器机动性能最强的末制导段,而选择在拦截器自由飞行段和末制导结束后实施“二次机动变轨”的突防方案,旨在解决弹道中段机动突防方案的有效性问题.建立了推力方向、推力持续时间等轨控发动机主要控制参数的优化规划模型,提供了基于遗传...     

基于RBF网络的飞行器姿态滑模控制器

针对中制导段飞行时间长,空间拦截器需要进行一定的姿态机动,提出一种基于RBF网络的姿态控制器.建立了拦截器3个通道的姿态运动模型,对每个通道进行变结构控制,并在此基础上对变结构控制器增益通过RBF(Radial Basis Function)网络进行自适应控制,同时给出了稳定性证明.仿真结果表明,该方法能有效实现拦截器中制导段的姿态控制.     

一种弹道拦截的HP滑模制导律

为了解决拦截器导引头探测由于高速作战引起的干扰问题,一种新的拦截制导方法HP(Head Pursuit)制导正逐步发展起来,这种导引方法是将拦截器导引到目标轨道的前方进行拦截,要求拦截器的速度低于目标的速度,因此可以消除拦截器的气动加热问题,从而降低对拦截器探测设备的要求.在分析了目标和拦截器的运动学模型的基础上,提出了HP导引律的设计方案.并且根据滑模变结构控制具有鲁棒性的特点,设计了HP滑模变结构制导律,通过拦截器拦截目标弹道数字仿真,验证了制导律的正确性.     

基于滑模控制理论的前向追踪制导律研究

高超声速目标速度快,机动性高。使用传统拦截方式对目标进行拦截的难度过高,导致拦截精度下降。为了对高超声速目标拦截具有更高的制导精度,本文采用前向追踪拦截的方式对目标进行三维动态拦截仿真。根据目标与拦截器的运动学及动力学原理建立前向追踪拦截动态模型,该模型要求将低速拦截器置于高速目标之前;设计了一种基于滑模变结构控制理论前向追踪制导律,该制导律通过控制拦截器的法向加速度控制其飞行方向,从而达到拦截的目的;分析目标机动与非机动时拦截器的动态特性,并对目标在机动与非机动时与拦截器的运动轨迹及相关参数进行仿真,仿真结果验证了制导律的可行性。     

基于预测零控脱靶量的拦截器中制导段导引

针对三维空间内的高速飞行目标,提出了一种基于预测零控脱靶量的中制导段导引方法。建立了拦截器与目标的相对运动关系模型,分析了确定修正轨道的约束条件,并在此基础上推导出修正轨道根数的计算方法。同时根据待增速度给出了推力定向和推力发动机工作时长的确定方法。仿真结果表明,该方法能有效实现拦截器中制导段的制导控制。     

质量矩复合控制拦截器一体化制导控制方法

在建立质量矩复合控制拦截器制导控制一体化数学模型的基础上,利用微分几何策略对一体化制导控制系统进行了设计,给出了发动机期望控制力矩和滑块期望位置指令,并采用极点配置方法对反馈控制系数进行了设计。为保证系统具有能控性,对滑块质量和发动机稳态推力参数进行了设计。仿真结果表明,该方法能实现拦截器末段的制导控制,同时能降低对滑块执行机构的功率要求。     

动能拦截器运动伪装末制导律设计

针对动能拦截器末制导问题，基于运动伪装理论设计了末制导律和相应的脉冲宽度脉冲频率(PWPF)调节器。根据拦截器和目标在视线旋转坐标系下的相对运动关系建立了动力学模型。通过运动伪装特性得出的拦截条件推导出作用在视线法向上的制导指令表达式。在动能拦截器制导推力受限情况下，利用PWPF调节器调节制导指令。考虑系统的可控条件和拦截条件，对调节器参数进行了理论设计。运动伪装末制导律保证动能拦截器在制导过程起到伪装作用，具有较高的制导精度和较小的命中过载，同时经过参数设计后的PWPF调节器可以节省燃料。最后，通过数值仿真校验了所设计末制导律的正确性和有效性。     

大气层外自旋拦截器末制导控制研究

对大气层外自旋拦截器的末制导控制进行了研究。考虑变质量后质心位置变化产生的扰动力矩对拦截器姿态的干扰,以及弹体自旋运动对直接力分量的影响,建立了拦截器运动模型和相对运动方程。基于现有的脉冲发动机,根据理论所需冲量确定脉冲发动机数和相应的最佳布局,以及等效控制力大小与方向。用衰减记忆滤波算法提取高精度视线转率,选用比例导引律,相对距离变化率采用近似计算,设定视线转率门限避免发动机点火过于频繁。设计了包括脉冲发动机点火策略的算法,可在满足脱靶量要求前提下最大限度减少脉冲发动机消耗和对导弹姿态角的影响。仿真结果表明:该法能有效实现大气层外自旋拦截器在末制导段的精确制导控制。     

大气层外拦截器末段轨控发动机开关控制律

针对处于末段飞行的大气层外拦截器设计了轨控发动机开关控制律.拦截器在飞行过程中轨控推力以持续定常方式或小脉冲方式施加在垂直视线的方向,目标具有一定的机动能力.首先分析了拦截器轨控推力作用下视线转率的变化规律,在此基础上,根据脱靶量的要求设计了拦截器轨控发动机开关控制律,其中考虑了目标机动、瞄准点切换以及小脉冲工作方式对视线转率的影响.仿真表明了该控制律理论上的可行性.     

基于反馈线性化的动能拦截器姿态控制研究

动能拦截器进入末制导阶段时经常需要进行大角度姿态机动,这时拦截器姿态控制系统具有非线性、强耦合、多输入多数出(MIMO)的特点。现针对动能拦截器模型的非线性和不确定性,提出PID神经网络自适应逆控制方法对拦截器飞行姿态进行控制。首先基于精确反馈线性化方法将系统解耦成三个独立的子系统,然后应用基于PID神经网络的自适应逆控制方法分别设计每个子系统的姿态控制器。该方法将PID神经网络控制与自适应逆控制相结合,对于拦截器姿态控制系统中的建模误差以及外部干扰具有较强的适应能力。仿真结果证明了该方法的有效性。     

高精度偏置比例导引末制导律研究

针对微型拦截器高精度制导控制要求,研究了偏置比例导引末制导控制技术,设计了偏置比例导引律,开发了偏航/滚动优化姿态控制系统,进行了六自由度数学仿真,结果表明:偏置比例导引末制导系统能够实现微型拦截器的高精度直接碰撞.     

大气层外动能拦截器末段导引规律设计

研究了末制导段轨控发动机开机和关机时拦截器与目标的相对运动规律,给出了零控脱靶量的近似表达式.定量分析了轨控发动机分别处于常值力和脉冲力工作状态时的作用效果,以及影响末制导律对视线转率修正能力的因素,并给出了末制导段发动机能够修正的初始视线转率上限.结合相对运动规律的特点,基于抑制视线转率的思想设计了末段的导引规律.根据轨控发动机所具有的两种工作状态,将末制导拦截过程分为三个阶段来设计,特别设计了轨控发动机在两种工作状态之间的过渡过程,让拦截器以近似于平行接近的方式拦截目标.通过仿真,证明了该导引规律的有效性.     

主辅拦截器协同制导方法研究

随着现代导弹技术的发展,导弹的突防能力越来越强,对导弹的防御难度也逐渐增大。为增强拦截器的杀伤力并降低成本,可利用主辅拦截器协同制导对目标进行拦截。建立了拦截器与目标的相对运动模型,通过对运动方程进行线性化分析,发现协同制导问题实质为具有终端时间限制条件的导引问题,该问题可转化为线性化系统的最优控制问题。利用最优控制中的极小值原理设计了时间协同制导律。仿真结果表明:该制导律可实现多枚拦截器在同一时刻拦截目标的协同制导要求。     

大气层外拦截器末段轨控发动机开关控制律

针对处于末段飞行的大气层外拦截器设计了轨控发动机开关控制律。拦截器在飞行过程中轨控推力以持续定常方式或小脉冲方式施加在垂直视线的方向，目标具有一定的机动能力。首先分析了拦截器轨控推力作用下视线转率的变化规律，在此基础上，根据脱靶量的要求设计了拦截器轨控发动机开关控制律，其中考虑了目标机动、瞄准点切换以及小脉冲工作方式对视线转率的影响。仿真表明了该控制律理论上的可行性。     

大气层外自旋稳定微型拦截器点火算法研究

对大气层外自旋稳定微型拦截器的脉冲点火算法进行了研究。在考虑变质量后质心位置变化所产生的扰动力矩对拦截器姿态的干扰以及弹体自旋运动对直接力分量影响的基础上,建立了自旋稳定微型拦截器六自由度数学模型,结合比例导引律设计出拦截器脉冲发动机的点火算法。该点火算法可以在满足脱靶量要求的前提下减少脉冲发动机的消耗并降低对拦截器姿态运动的影响。仿真结果表明,该方法能有效实现微型拦截器在末制导段的精确制导控制。     

一种面向复杂探测环境的新型分体式制导策略

针对单一寻的飞行器在具有探测干扰屏障的制导场景中难以精确探测目标的问题,提出一种新型分体式制导策略。该策略采用两个飞行器分别完成对目标的观测与拦截,二者通过合理的信息交互与轨迹配合,从而令拦截器能够间接获取高精度制导信息。首先对分体式制导策略进行数学描述,建立分体相对运动模型和探测模型;然后将拦截器与目标间相对运动状态估计的Cramer-Rao下界作为探测性能指标并进行理论分析,从而指出观测轨迹是提高目标探测性能的关键因素;进而综合考虑目标探测性能与观察器的燃料消耗,将观测轨迹设计问题描述成一个动态多目标优化问题,并给出一种分解优化算法以提高求解效率;最后,仿真飞行算例验证了分体式制导策略的有效性。     

一种基于参数在线辨识的最优再入制导算法

为提高升力式飞行器再入飞行最优性及参数不确定条件下的制导精度,研究了一种基于参数在线辨识的最优高度-速度剖面跟踪制导算法。首先,采用分段三次多项式拟合飞行剖面,利用序列二次规划算法(SQP)优化获取最优分段点位置及飞行剖面系数,得到了一种满足总吸热量最小的高度-速度飞行剖面规划算法,并根据待飞航程与待飞航程预测值偏差确定是否进行重规划。其次,利用反馈线性化方法和航迹倾角偏差修正解算制导指令,并通过增广渐消记忆扩展卡尔曼滤波对不确定性参数在线辨识,利用辨识结果实现对制导指令的修正。最后,通过航迹偏角走廊控制倾侧角反号,实现侧向制导,完成跟踪制导算法设计。仿真结果表明,这种基于参数在线辨识的最优飞行剖面跟踪制导算法适应性强,计算速度快,具有较高的制导精度和一定的工程应用潜力。     

大气层外多拦截器协同跟踪与制导算法

针对大气层外多弹头多诱饵的进攻场景，采用多拦截器全拦截策略，提出了带故障诊断的协同跟踪算法、时间协同中制导律以及消除脱靶量的末制导律。首先，基于最小二乘算法以及误差传播理论，实现了局部信息融合以及测量方程的线性化，简化了非线性跟踪滤波算法的设计；并依托滤波算法，设计了传感器故障诊断算法，以排除其对跟踪效果的影响。然后，基于对拦截器和目标受力的合理简化，给出了相对运动解析解，设计了有限推力下的多拦截器时间协同中制导律以及末制导律，实现对多个目标的同时击毁。仿真结果显示，本文设计的协同跟踪与制导算法，可以有效估计目标的状态并排除故障传感器的干扰，实施对多个目标的时间协同拦截。     

以特殊角度攻击地面固定目标的圆周导引律

针对某些导弹以特殊角度攻击地面固定目标的任务要求,提出了一种仅利用视线角测量信息就能实现末速方向控制的圆周导引律。该导引律的基本思想在于控制导弹沿着一系列由导弹和目标的实时位置及要求的命中点角度所确定的圆弧飞行。利用简单的几何原理即可快速解算出各时刻所需要的速度倾角,并将其转换成制导指令。仿真结果表明,与典型的最优导引律相比,圆周导引律更适合于过顶迂回攻击的情况,且受制导周期的影响较小,但受制导指令时延的影响较大。