C-W制导误差分析

以交会对接近程导引段为例,对C-W制导误差进行分析,包括非线性误差,摄动加速度误差和导航误差.利用摄动解理论,给出了在非线性误差和J2项摄动加速度作用下,摄动相对运动方程的解析形式,并利用Monte Carlo方法仿真得到导航误差对制导误差的影响.分析结果表明:非线性误差和J2项摄动是追踪器距离目标器较远时的主要影响因素,其影响随相对距离的减小而减小;而导航误差的影响只与转移时间有关,是相对距离较近时的主要影响因素.     

基于零J_2摄动条件的近圆轨道编队保持双脉冲最优控制方法研究

重点研究了考虑J2摄动作用的近圆轨道编队构形保持双脉冲最优控制策略.利用轨道要素法建立了考虑J2摄动作用影响的相对运动方程,推导了消除相对摄动影响长期项的零J2摄动条件,并利用该条件对C-W方程得到的编队初始条件进行了修正,得到了对J2摄动不太敏感的相对轨道.然后,基于C-W方程建立了编队保持双冲量最优控制模型,并利用非线性规划方法得到了编队保持所需的最优控制脉冲.仿真结果表明,J2项摄动对相对运动的破坏作用明显减小,提出的双脉冲最优控制方法能够有效实现编队保持的高精度控制.     

伴飞卫星自主相对导航衰减记忆滤波算法

为实现伴飞卫星的自主相对导航,基于C-W方程提出了一种在伴飞卫星轨道系中建立简化的相对运动方程构成星上轨道递推、根据导航敏感器输出进行量测更新的导航滤波器,并利用衰减记忆滤波算法抑制系统模型误差对相对导航结果的影响。仿真结果表明,该滤波算法可实现伴飞星的自主相对导航。它不仅较C-W方程更简单,而且适于模型不准确时的相对导航,工程实现易。     

考虑导弹自动驾驶仪动特性的三维非线性导引律

基于三维球坐标系下目标-导弹相对运动方程,考虑导弹自动驾驶仪动态特性,应用递推Lyapunov方法设计了一种三维非线性导引律.在设计的过程中,不需要消去三维制导动力学方程中的非线性耦合项,使得导引规律的最终表达形式得以极大简化.该导引律有效地克服了导弹控制系统的动态延迟对制导精度的影响.仿真结果表明,在目标做大机动逃逸,导弹自动驾驶仪存在较大滞后情况下,这种导引律仍具有很高的制导精度.     

基于C-W方程的近程导引制导与控制方法

根据轨道动力学建立的航天器自主交会绝对运动与相对运动动力学方程,设计了基于C-W方程的近程导引段双脉冲和多脉冲制导与控制方案。采用闭环多脉冲制导,以控制精度和燃料消耗为指标,对双脉冲、等时间间隔多脉冲和闭环多脉冲制导进行比较。仿真结果表明:闭环6脉冲制导可用于近程导引段,有一定的工程应用价值。     

确定编队卫星相对轨道的容错UKF方法

针对相对轨道测量设备出现连续野值引起的滤波误差偏大及发散问题,提出了基于残差正交性检测的容错UKF算法.介绍了非线性滤波在相对轨道自差确定中发展历程和容错UKF的原理、滤波算法和计算流程.根据测量设备出现连续成片野值时残差序列服从以野值为均值的正态分布这一特性,提出了基于残差正交性进行野值检测的思路,通过加权一个以残差方差的迹为参数的活化函数,构造在线修正的uKF容错滤波器,抑制野值对新息序列正交性的影响.在STK软件设定两颗卫星的轨道根数,生成相对运动的位置和速度,通过坐标变换,加入正态分布的误差和连续野值,构造卫星问距离、仰角和方位角测量值.根据C-W相对运动方程和空间几何建立状态方程和测量方程,编制基于残差正交性检测的容错IJKF.滤波器的相对轨道确定程序.通过仿真计算,评估了连续野值对常规UKF和容错uKF轨道确定算法的影响,证实了容错UKF算法可以完成对连续野值的检测及在线修正功能,有较强的鲁棒性和稳定性,可以应用于工程实践.     

非线性H_∞导引律设计与分析

针对导弹拦截目标制导过程中的测量噪声和干扰以及未知目标机动,本文提出了具有严格解析形式的三维非线性H∞导引律的设计方法。通过构建基于改进极坐标系下的三维弹目相对运动方程和存在多种测量噪声和干扰下的弹目相对运动方程,归纳推导出简洁的导弹拦截目标的系统方程;利用非线性H∞控制理论构造相应的HJI偏微分方程不等式,并且提出了HJI偏微分方程不等式的一种解法,得到了一组解析解,同时得到了拦截系统的一个正定储能函数,进而构造了非线性H∞导引律;通过分析非线性H∞导引律的设计方法和几项关键的制导拦截影响因素,定性指出了如何调整设计参数能够有效对抗各种不利因素,提高制导性能;最后,仿真研究验证了非线性H∞导引律的有效性和定性分析的有效性。     

基于红外/毫米波复合制导律设计

基于红外/毫米波复合导引系统,针对空地导弹攻击地面目标问题,提出了一种新的具有强鲁棒性的非线性末制导律.基于弹目相对运动学的非线性关系,以相对距离作为状态,同时将目标机动作为系统有界扰动,建立了弹目相对运动的数学模型.基于红外和毫米波复合导引系统获得的测量信息,采用滑动模态控制方法,以优化制导精度为目标,设计了一种自适应非线性变结构控制律.该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了制导闭环系统的全局渐近稳定性.数字仿真表明,这种制导律对地面运动目标具有很强的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度.     

非线性条件下编队卫星周期性相对运动条件

利用编队卫星机械能守恒原理，提出了非线性条件下求解编队卫星周期性相对运动条件的新方法，给出了非线性周期相对运动的初始条件。编队卫星相对距离较近时，利用非线性周期运动条件，可修正Hill方程的初始条件，抑制编队卫星的长期漂移。编队卫星相对距离较大，非线性因素不可忽略时，利用非线性周期运动条件，可找到不需消耗任何燃料的周期性相对运动轨道。最后的数值仿真结果验证了该方法的正确性。     

小推力速度闭环交会制导律设计

在空间飞行器交会对接的近程导引阶段,以小推力喷气发动机作为执行机构,同时完成轨道控制和姿态稳定.基于C-W方程提出了速度闭环交会制导方案,依据转动惯量是否为对角占优阵,姿态与轨道协调控制采用分时控制方案或同时控制方案,轨控推力和姿控力矩指令由同一套小推力发动机来执行.分析了此方案的制导误差,并提出了分步多推力弧段的小推力交会制导方法以提高制导精度.基于MATLAB/Simulink仿真平台实现了两个空间飞行器的分步多推力弧段近程交会导引仿真,仿真结果证实了所采用方法的有效性.     

基于Lyapunov直接法的航天器近程导引控制律

基于C-W方程的相对动力学模型,用Lyapunov直接法设计了一种运行于近圆轨道航天器的近程导引控制律,给出了控制模型。该控制律简单有效,无需求解系统方程即可分析和判断近程导引的稳定性进而施加控制。仿真结果表明,该法的导引精度可满足要求,其收敛时间和燃料消耗也在可接受的范围内。     

邻近近圆轨道两个飞行器的最优交会

邻近近圆轨道上两个飞行器的相对运动可以用线性化Ｃ—Ｗ方程描述。本文利用线性化Ｃ—Ｗ方程研究了常推力作用下两个飞行器的固定时间最省燃料交会问题，给出了最优推力作用的开关函数和最优推力方向的计算方法。     

卫星远距离伴飞的变结构控制

主要研究卫星远距离稳态伴飞的控制问题。首先,根据线性相对运动方程(C-W方程)设计了能实现稳态伴飞的变结构控制律,并证明了其在有干扰情况下的有效性。然后,推导了适用于远距离相对运动的非线性方程解析解,并在此基础上对伴飞控制律进行了改进,以实现远距离的稳态伴飞。通过仿真,比较了上述控制律的效果,证明了基于非线性相对运动的变结构控制能有效地实现远距离稳态伴飞。     

一种多约束条件下的三维变结构制导律

针对现代空地导弹多约束、高精度制导的基本需求，从末段精确制导问题的三维数学模型出发，利用虚位移概念构建弹目相对运动关系，结合滑模变结构理论的基本特点，推导出一种满足制导精度、落角和入射角多约束条件的三维变结构制导律。并利用滑模理论构建非线性观测器，对未知量进行估计和预测。最后通过典型弹道的仿真，验证了本文提出的制导律的良好性能和较强的通用性。结果显示该制导律具有较强的鲁棒性和自适应能力，能较灵活地解决各约束量间的平衡关系。     

空间交会中拉格朗日乘子法的工程应用

为解决工程中直接使用基于C-W方程的双脉冲法和拉格朗日乘子法时远距离导引精度低,以及分段导引过程复杂和可靠性降低等问题,设计了一种新的冲量计算方法。基于原方法适时引入当前状态和误差信息,继承了拉格朗日法运算简单的优点,并将原开环控制改为闭环控制。仿真结果表明,该法提高了导引精度,同时还充分利用多冲量法的特性实现了更大交会时间范围的燃料最优。     

椭圆轨道航天器自主接近的制导律研究

椭圆轨道自主交会接近制导律问题是当今空间技术领域中的一个研究不足。基于T\|H方程 ,设计了两种仅利用相对运动信息、控制力定常的椭圆轨道自主接近制导律：滑模制导律和 势函数制导律。从两种制导律的特性分析,滑模制导律对系统的运行轨迹更加苛刻,而势函 数制导律更加充分地利用了系统的自由运动,具有更好的控制性能。数值仿真结果也表明： 对 于相同的制导目标、制导时间和制导精度,势函数制导律所需的喷气开关次数和速度增量均较少。     

三维非线性变结构寻的制导律

建立了球坐标系内的三维导弹与目标相对运动模型，基于零化导弹与目标的视线角速度设计了非线性三维变结构鲁棒末制导律。该制导律考虑了更一般的拦截情况，不依赖于碰撞线附近线性化的假设，克服了剩余时间的估计误差对制导精度的不利影响。仿真结果表明，该制导律对于目标做复杂的大机动逃逸运动，仍然能够取得较好的脱靶量。     

基于鲁棒卡尔曼滤波的编队卫星相对导航

为提高编队卫星相对导航精度和计算稳定性,采用鲁棒卡尔曼滤波进行相对位置和相对速度的估计.对星间相对动力学方程进行适应性改造,使其具有线性离散不确定性系统形式.以载波相位差分GPS为观测模型,采用鲁棒卡尔曼滤波进行相对状态估计.数值仿真结果表明,该算法相对于扩展卡尔曼滤波算法具有明显优势,导航精度更高、鲁棒性更强,具有一...     

近圆轨道航天器伴随飞行控制方法研究

对近圆轨道上航天器在轨长期伴随飞行的轨道控制方法进行了研究。比较了采用C\|W方 程（Clohess\|Wiltsire）解析解和轨道根数两种方法描述相对运动的相同点和差异。分析 影响航天器长期伴随飞行的各种因素。在总结相对运动规律的情况下设计轨道修正条件,提 出两种伴随飞行的轨道控制方法,并分别对两种方法的控制效果进行理论分析。数学仿真结 果表明两种控制方法都能实现航天器长期伴随飞行,且第二种方法能够较大程度上节省燃料 消耗。