顺轨拦截模式剩余飞行时间估计方法

匹配顺轨和逆轨拦截模式的估计方法是精确计算剩余飞行时间(TGO)的必要条件,适用于逆轨拦截模式的TGO估计方法并不适于顺轨拦截模式。为此,针对顺轨拦截模式,分别提出了拦截机动/非机动目标的TGO估计方法。通过对线性制导方程的变形求解出了拦截弹的飞行弧长,并根据预测的碰撞点位置求得了TGO估计的解析式。该求解方法通用性强,适用于弹道成型制导律的TGO估计。以负比例(RPN)和扩展RPN(ARPN)为制导框架,与经典方法进行对比,所提出的TGO估计方法精确度高,能够有效提高导弹的制导性能。     

大气层内模型预测静态规划拦截中制导

在临近空间机动目标拦截中,拦截器的初始动力段对中制导段乃至末端拦截性能具有重要影响。在模型预测静态规划（MPSP）理论基础上提出了一种初、中制导联合规划制导方法,旨在解决多阶段、快速、最优拦截轨迹规划和制导问题。首先,提出了一种改进的模型预测静态规划方法,该方法不仅可以满足终端约束,还可以生成最优初始状态,并在性能指标中考虑状态变量相关函数。其次,基于等效阻力模型建立了包含动力段与非动力段的两段规划模型,通过采用分段离散以及构建关机点变分关系的方法,避免了内点约束的引入,使MPSP算法可直接求解该两段规划问题。最后,结合提出的MPSP算法以及两段规划模型,实现了终端速度最优的拦截轨迹规划,结合目标预测方法,实现了对机动目标的预测拦截。仿真结果表明,本文方法可提高制导精度和终端速度,且能更好满足对机动目标的拦截需求。     

直接力与气动力复合控制拦截弹轨迹控制

研究了直接力与气动力复合控制拦截弹的轨迹控制问题.建立了复合控制拦截弹的动力学模型,分析了不同复合方式的差别,指出了直接力对弹体运动的影响.建立了拦截弹与目标的相对运动模型,针对直接力与气动力复合控制的特殊性,基于滑模控制理论给出了轨迹控制算法,并在此基础上针对传统控制方法的缺陷,设计了脉冲发动机的点火逻辑.仿真结果表明,该方法能有效的实现拦截弹在末制导段的精确制导控制,并具有较强的鲁棒性.      

固定时间拦截变轨段制导的摄动修正方法

采用航迹角迭代法,讨论了固定时间拦截有限推力初始变轨段的制导问题。通过引入虚拟拦截点,将实际存在各种摄动因素的固定时间拦截初始变轨问题转化到二体理论下讨论。在远距离拦截中,当初始变轨段较短、制导精度又较高时,可大大减小Lambert制导中由于忽略近地轨道的各种摄动因素而引起的等时脱靶量。     

越肩发射反导拦截弹复合制导律研究

研究了优化反导拦截弹的越肩发射制导律,实现了对尾追目标的拦截,采用伪谱法和滑膜变结构理论设计了全弹道复合制导规律。利用Radau伪谱法求解以转弯时间最优为指标泛函的最佳转弯规律,通过曲线拟合给出了初制导转弯段的过载指令。选择零控脱靶量作为滑动模态对末制导律进行设计;利用这两种制导律的加速度指令构造了交接班导引律实现弹道的平滑。最后,对载机越肩发射反导拦截弹拦截来袭导弹的反导场景进行了数字仿真,结果表明所设计的复合制导律能够完成反导拦截任务。     

基于零控脱靶量的大气层外超远程拦截制导

考虑拦截器使用固体推进系统的情况,设计了基于零控脱靶量(ZEM)的大气层外超远程拦截制导方法。首先设计了考虑摄动影响的适用于超远程拦截的零控脱靶量计算方法;其次使用变分法结合Kepler轨道摄动方程推导了线性的ZEM动力学方程;最后考虑固体推进拦截器的可控性约束条件设计了ZEM控制律并结合动力学方程确定指令推力方向。本文给出的制导方法设计过程中没有对拦截器和目标的引力差进行简化,考虑了摄动因素对滑行段弹道的影响,制导精度对推进系统参数偏差的鲁棒性好。仿真结果表明使用本文制导方法拦截大气层外超远程目标,脱靶量可达公里量级,推进系统参数偏差对制导精度的影响很小。     

带有引诱角色的多飞行器协同最优制导方法

考虑我方高价值飞行器面临对方拦截器拦截时,发射两枚防御器对拦截器进行拦截的情形。针对对方拦截器采用扩展比例导引律,在4个飞行器均具有一阶线性动力学特性假设下,基于最优控制理论设计了能在拦截末端施加相对拦截角的显式协同制导律。显式协同制导律将高价值飞行器和两枚防御器三者的协同考虑在内,给出了三者最优控制输入的解析解。仿真结果表明,设计的制导律能使两防御器成功拦截敌方拦截器,且在拦截末端施加一个相对拦截角。通过与只考虑两防御器协同的隐式协同制导律进行比较,可发现显式的协同制导律在控制要求和能量消耗上,要优于隐式的协同制导律。此外,还验证了在不同发射条件下的协同制导律的稳定性。     

微型航天器与空间非合作目标交会制导方法

星载设备能力有限的微型航天器在与空间非合作目标交会任务开始前,存放在空间轨道平台内,为了使其完成此项任务,需要设计制导方法。本文首先根据希尔（C-W）方程,设计了初制导律,然后在视线坐标系内建立了微型航天器与非合作目标间的相对运动方程,并设计了空间交会自寻的末制导律。交会任务开始时,为节省微型航天器的燃料,轨道平台根据初制导律以一定速度及释放角度释放微型航天器,微型航天器进入交会轨道,在初制导的作用下,经过若干个过渡轨道周期后接近空间非合作目标,并为末制导提供良好的交班条件,当末制导导引设备捕获并跟踪目标后可通过自寻的末制导最终完成与空间非合作目标交会任务。     

最优拦截制导律

本文应用最优控制的方法,讨论了将拦截器视为—阶滞后环节,到达“零控拦截曲面”上的拦截问題。得到了闭环最优制导律。已知,将拦截器和目标均视为质点,固定时间,能量指标的最优制导律是比例导航。由于实现它,设备筒单,目前仍使用。但随着导弹技术的发展,制导精度要求越来越高。因此,需要考虑影响制导精度的因素。在诸因素中,拦截器的动态响应过程和目标加速度是两项主要因素。然而,要把拦截器的动态响应过程给与精确描述,一则不可能;二则既使可能问题又变得异常复杂无法解决。为此,我们将拦截器视为—阶滞后环节,讨论其拦截问题是有意义的。     

反吸气式临近空间飞行器空基拦截弹制导律设计

临近空间高超声速飞行器的出现和应用,为传统防空系统提出了新的挑战。提出了一种反临近空间高超声速吸气式飞行器巡航段空基拦截方案,并设计了基于末角约束比例导引法的中制导律和空基拦截弹复合制导律。仿真结果表明,改进末角约束比例导引法能充分利用拦截弹中制导段过载承受能力,有效地加快了拦截弹达到期望末视线角的速度,改善了中末交班性能;所设计的拦截方案能够对典型机动目标实施有效拦截。     

过载约束下的大机动目标协同拦截

研究了非线性拦截几何下具有过载约束的多枚弱机动能力的导弹拦截强机动能力的目标的协同拦截问题。首先，在建立导弹的可达域、导弹的可行域以及目标的逃逸域这3个概念的基础上提出了非线性拦截几何下的基于逃逸域覆盖的协同拦截策略，并提出了基于标准弹道的设计方法。然后，给出了协同拦截制导律的形式，研究了导弹的末制导初始阵位、制导律参数以及导弹对目标机动的覆盖区域这三者间的关系，并设计了数值求解算法来实现对多弹的覆盖区域的分配、协同制导律的设计以及多弹初始拦截阵位的配置。最后，对理论结果进行仿真。结果显示，多枚机动性较小的导弹，通过初始拦截阵位的合理配置和协同拦截制导律的合理设计，可以实现对机动性能较强的目标的协同拦截。     

A finite-time 3D guidance law based on fixed-time convergence disturbance observer

In order to achieve accurate interception of high-speed maneuvering targets, this paper presents a relative Line-of-Sight (LOS) velocity based finite-time three-dimensional guidance law design framework, and discusses the application of fixed-time convergence disturbance observer in this framework. Firstly, a simple Lyapunov function is provided to show that the coupled terms in the relative kinematics can be ignored in the proposed guidance law design framework. Secondly, the realizations of several classical guidance laws are analyzed with the proposed framework, including TPN guidance law, finite-time Input-to-State Stability (ISS) guidance law, and sliding mode guidance law. Thirdly, fixed-time convergence disturbance observers are introduced to design the composite finite-time 3D guidance law, and Lyapunov method is employed to show the stability of the guidance system. Numerical simulations with different scenarios show that the proposed generalized guidance law performs high interception accuracy.     

动能拦截器助推段导引方案研究

针对大气层外高速飞行的目标, 提出了一种可用于动能拦截器助推段的导引方法.建立了拦截器和目标的运动模型, 在分析可拦截约束条件的基础上推导出转移轨道计算方法, 同时通过对拦截器可发射区域中的转移轨道优化得到满足约束条件的有效发射区域, 并以点火时刻待增速度为性能指标来寻优计算获得发射参数.仿真结果表明, 该方法能有效实现拦截器助推段的制导控制.      

三维空间拦截的前置追踪变结构制导律(英文)

This article aims to develop a head pursuit （HP） guidance law for three-dimensional hypervelocity interception, so that the effect of the perturbation induced by seeker detection can be reduced. On the basis of a novel HP three-dimensional guidance model, a nonlinear variable structure guidance law is presented by using Lyapunov stability theory. The guidance law positions the interceptor ahead of the target on its tlight trajectory, and the speed of the interceptor is required to be lower than that of the target, A numerical example of maneuvering ballistic target interception verifies the rightness of the guidance model and the effectiveness of the proposed method.     

Three-dimensional cooperative guidance strategy and guidance law for intercepting highly maneuvering target

Cooperative interception of the target with strong maneuverability by multiple missiles with weak maneuverability in the three-dimensional nonlinear model is studied. Firstly, the three-dimensional nonlinear model of cooperative guidance is established. The three-dimensional reachable region is represented composed of lateral acceleration and longitudinal acceleration in the two-dimensional coordinate system. Secondly, the problem of the multiple missile's reachable coverage area is transformed into the problem of cooperative coverage. A cooperative coverage strategy is proposed and an algorithm for quickly calculating the number of required missiles is designed. Then, the guidance law based on the cooperative coverage strategy is proposed, and it is proved that cooperative interception of the target can be achieved under the acceleration limit. Moreover, the relations among the number of missiles, the initial array position of terminal guidance and the coverage area of the target’s large maneuver are analyzed. The dynamic adjustment strategy of guidance parameters is proposed to reduce the guidance error. Finally, simulation results show that multiple missiles with low maneuverability can achieve effective interception of target with strong maneuverability through the proposed cooperative strategy and cooperative guidance method.     

空间目标逆轨网捕拦截停泊轨道的优化设计

为了提高对空间目标的拦截成功率,可采用拦截器从停泊轨道转移进入拦截轨道逆轨网捕拦截的方式。利用椭圆弹道理论,讨论和分析了该拦截方式停泊轨道优化问题的描述、模型的建立及优化的方法。计算结果表明,对该拦截方式所建立的模型和采用的优化方法满足逆轨拦截对轨道设计的要求,可为空间快速拦截应用提供理论借鉴和参考。     

Direct Intercept Guidance using Differential Geometry Concepts

This paper examines the application of differential geometry to the engagement of both nonmanoeuvring and manoeuvring targets. The kinematics of the engagement for both manoeuvring and nonmanoeuvring target are developed and expressed in differential geometric terms. Two-dimensional geometry is then used to determine the intercept conditions for a straight line target and a constant manoeuvre target. The intercept conditions for both targets are developed for the case when the interceptor missile guides onto a straight line interception. These two cases are shown to have a common set of core conditions such that it enables a unified guidance law to be developed. The guidance law is shown to be globally stable using Lyapunov theory, so that guidance capture is assured for any initial condition. The analysis and guidance law design does not rely on local linearisation and can be shown to produce guidance trajectories that mirror proportional navigation for the straight line interception of a nonmanoeuvring target for which proportional navigation was originally developed. The paper finishes with simulation in two dimensions, illustrating the convergence and solution properties of the approach.