机动再入飞行器主动段再入点约束闭路制导研究

基于机动再入飞行器再入制导段控制条件荷刻和难度大，必须为飞行器创造最佳的再入条件。本文对具有再入点约束的主支段闭路制导律进行了研究。根据飞行器椭圆弹道的性质、飞行器再入条件、球面几何和不动点原理给出了理想弹道的计算算法。为使飞行器能在主动段很快地进入到理想弹道上，系统采用了非线性的推力向量控制及预测制导方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统的设计与仿真，表明该制导系统使飞行器全程飞行有很好的飞行性能。     

一种适合无动力飞行器的复合制导律与仿真研究

针对无动力飞行器的"无动力"特点,提出了中制导与末制导相结合的复合制导方案.中制导通过寻优算法实时解算最优攻角使飞行器升阻比最大,以充分利用飞行器气动力增加前飞距离;末制导采用模糊变结构制导律,通过模糊控制技术,自动选取制导律切换项的强度,以达到削弱抖振的目的,从而有效解决有末端落角约束的精确末制导问题,使得无动力飞行器的射程和落角姿态都达到满意效果.以某型SINS/GPS制导炸弹为例进行了仿真计算,仿真结果表明该方法的合理性与正确性.同时,该制导方案简单、实用性强,有很好的工程应用前景.     

基于高斯伪谱方法的再入飞行器预测校正制导方法研究

为了提高再入制导的适应性和鲁棒性,提出了一种最优预测校正制导方法.根据伪谱方法将再入动力学微分方程约束转换为代数方程约束,将制导问题转换为不需要积分弹道的最优规划问题,利用Gauss伪谱法收敛速度快、精度高的特点,设计了航路点间分段优化的伪谱自适应鲁棒再入制导律,对制导律的特性进行了分析.数值仿真表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒性,仿真表明校正时间很短,具有应用于在线制导的潜力.     

基于Riccati方程解的再入飞行器制导律设计

提出一种再入飞行器纵向制导律设计方法。首先对纵向运动方程沿着实际轨道线性化,然后利用线性最优调节器原理设计制导律。在每个制导周期内求解代数R iccati方程,利用其正定解构造反馈控制律,与标准轨道的控制量叠加后形成全量控制,用于实际再入轨道的制导。仿真结果表明,所设计的制导律对再入初始偏差具有较强的鲁棒性,同时它也能较好地补偿由于气动参数和大气密度摄动造成的航程误差,从而保证落点精度。     

一种适用于攻击地面固定目标的最优再入机动制导律

本文运用飞行力学原理和现代控制理论，对攻击地面固定目标的飞行器的再入机动制导方法进行了研究。在考虑飞行器命中目标时有落地速度和速度角要求的条件下，推导出了一种适用于攻击地面固定目标的最优再入机动导引律。并通过模拟计算分析论证了该制导规律的正确性。     

具有终端角度约束的机动再入飞行器的最优制导律

对具有终端角度约束的机动再入飞行器的最优制导律进行了研究,提出了一种角度反馈形式的最优制导律,并与已有的角速度反馈形式的最优制导律进行了比较研究,所得到的结论对机动再入飞行器制导律的选择具有参考价值。     

具有落点和落角约束的圆轨迹制导律

针对再入飞行器带终端约束的末制导问题,在二维平面内设计了一种新型圆轨迹制导律。首先,利用再入飞行器与目标相对几何关系对圆轨迹制导方法进行运动学分析。再通过对制导任务的分析,定义了两个圆轨迹跟踪误差变量,并基于此提出误差反馈导引方法。然后,得出闭环圆轨迹制导律,并对制导指令分量的具体含义进行了分析。最后,对该制导算法的有效性进行了仿真验证。仿真结果表明：此算法可用于末端大角度转向飞行,有效提高再入飞行器的作战效能;并且制导精度高,其中命中点误差和碰撞角约束误差都很小。     

飞行器半实物仿真装备研究进展与展望

根据制导体制不同，分别从光学制导仿真、射频制导仿真、光学/射频复合制导仿真等方面介绍了国内外半实物仿真装备研究进展。结合飞行器对半实物仿真技术提出新的发展需求，提出了全角度空间制导仿真、特殊环境/背景制导仿真、绕飞伴飞仿真、弹体气动伺服弹性仿真等特殊背景的半实物仿真方案。最后，结合飞行器技术和半实物仿真技术发展趋势，对飞行器半实物仿真装备的发展趋势进行了展望。     

惯性/雷达/红外复合末制导技术的研究

对基于惯导/雷达/红外导引头的复合末制导方法进行了探讨研究.介绍了双模导引头应用到飞行末段改进惯性导航的方法.提出了利用扩展卡尔曼滤波器将寻的头测量得到的相对方位角和角速率信息与惯性导航信息融合起来,估计并修正再入飞行状态参数偏差,按其具有终端位置和角度约束的制导律实时进行导引控制的再入复合末制导方法.本文对寻的头卡尔...     

RLV再入混合制导方法研究

提出可重复使用跨大气层飞行器（RLV）再入混合制导方法，该方法将再入轨道在线生成技术、基于阻力加速度飞行剖面的跟踪制导技术和数值预测制导技术有机结合。其中再入轨道在线生成能够向轨道预测制导算法提供初值，以加快轨道预测制导算法收敛速度；轨道跟踪控制器控制再入吸热，使再入轨道满足再入走廊约束；而数值预测制导算法则对再入轨道进行快速预报，生成合适的制导指令，将RLV导向目标。给出了RLV再入混合制导的具体算法，并对Marshall航天中心先进制导与控制项目所提出的九种再入情况进行了初步仿真，结果表明所提出的RLV再入混合制导方案是可行的。     

一种非线性最优导弹制导律

以质点飞行器的非线性运动方程为基础，研究了导弹拦截目标问题。运用线化变换理论和线性二次型微分对策理论，导出了导弹和目标的最优控制策略，对导弹最优策略进行了综合分析，给出了一种可以实时实现的最优制导律。并以某型中远程地－空导弹的气动数据和数学模型为基础，进行了全弹道拦截数字仿真，仿真结果表明：该制导律在减少终端脱靶量方面比空间比例导引的效果好。     

BTT—90导弹的一种最优导引规律的设计与分析

本文对BTT-90导弹的一种最优导引规律进行了设计和分析,并将其应用于BTT-90导弹的六自由度弹道仿真计算中,得到了令人满意的结果。仿真计算表明,这种导引规律具有较好的工程实用价值。导引规律由最优控制理论推得,它具有形式简单,物理意义明确的特点。理论质点弹道计算的结果,证明了将这种导引规律应用于BTT导弹的合理性和可实现性。     

高速再入飞行器的变结构控制及其六自由度仿真研究

针对高速再入飞行器模型的快时变、强耦合及严重非线性的特点 ,采用变结构控制方法设计了自动驾驶仪 ;同时 ,采用最优化设计理论与理想速度曲线相结合的方法 ,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后 ,进行了系统六自由度仿真 ,结果表明 :本文设计的制导律及控制方案合理、有效 ,易于实现     

空天飞行器返回滑翔段在线制导方法

针对空天往返飞行器的返回滑翔段在线制导问题，设计了一种新的滑翔段飞行剖面，实现了滑翔段终端交班高度、位置和倾角约束的自动满足，减少了在线制导算法中需处理的约束数量。推导了滑翔段运动状态、过程约束和性能指标的解析表达式，获得了剩余航程和终端速度间的函数关系。在此基础上，提出了一种双层在线制导方法：内层解析重构飞行剖面，同时通过解析确定路径点来改变剩余航程的变化率，进而对终端交班速度进行控制；外层借助解析表达式，使用粒子群优化算法(PSO)和改进共轭梯度法(CGM)优化飞行剖面，从而满足过程约束和指标要求。最后通过数学仿真验证了方法的正确性。     

基于落角约束的最优导引律

在对地精确制导武器的实际使用中,不仅要求脱靶量最小,而且希望能以一定的落角命中目标,从而可以充分发挥战斗部效能,取得最佳毁伤效果。传统的比例导引律不能满足该要求,为此本文建立了含有落角约束的最优控制模型,并依据施瓦兹不等式原理进行了推导,最终得到了含有落角约束的最优导引律的表达形式。仿真结果表明:该导引律可以使导弹以期望的落角命中目标,且具有实现简单、结果最优等特点。     

基于进化策略的导弹模糊制导律设计

由于导弹制导和控制系统的时变性、非线性和不确定性以及目标加速度的随机性等特点，以制导和控制系统精确数学模型为基础的常规制导律难于满足现代高性能制导系统要求。利用模糊逻辑不依赖对象精确数学模型、对知识具有很强的综合表达和逻辑推理等特点，综合了模糊比例制导律。并基于最优制导性能指标，利用进化策略对制导规则进行了优化。将定性和定量综合集成起来，具有比例制导的简易性，又有最优制导的高性能。实现了自适应变比例导航系数的比例制导律，具有较高鲁棒性和智能化程度，仿真结果表明了该方法有效性。