共轴式无人直升机的高度控制系统设计

针对导弹正常制导过程中导引头跟踪点突变的情况,理论分析了导引头跟踪点突变对导弹过载指令的影响;对于不同的弹体动力学模型,仿真分析了跟踪点突变对制导系统精度的影响,并分析影响制导系统精度的主要相关因素;最后,探讨了跟踪点突变影响抑制方法。仿真分析表明,文中所述的方法能够有效抑制导引头跟踪点突变对制导精度的影响。     

导引头跟踪点跳变对制导精度影响分析

针对导弹正常制导过程中导引头跟踪点突变的情况,理论分析了导引头跟踪点突变对导弹过载指令的影响;对于不同的弹体动力学模型,仿真分析了跟踪点突变对制导系统精度的影响,并分析影响制导系统精度的主要相关因素;最后,探讨了跟踪点突变影响抑制方法。仿真分析表明,文中所述的方法能够有效抑制导引头跟踪点突变对制导精度的影响。     

月球软着陆制动段飞行轨迹与制导律研究

对自环月轨道开始的月球软着陆制动段飞行轨迹和制导律进行了研究。建立了统一的均匀球体三维软着陆模型,采用燃料次优解析制导方法,通过单步优化获得了局部最优的推力角解析式。同时,在推力角中引入前馈项,用于消除初始位置和速度偏差对软着陆的影响。对制动段飞行轨迹的仿真分析验证了制导律设计的有效性。     

一种基于多点测距信息的复合制导方法

分析探讨了一种用于提高弹道式导弹对目标命中精度的复合制导方案，提出了通过进行多点测距，利用状态转移矩阵方法，来估计导弹落点偏差和末修级起控点飞行状态参数，然后再按照需要的速度进行末修级导引控制的复合制导方案，并通过仿真计算分析论证了该方法的可行性。     

射手模型优化与辨识及其对图像制导的影响

基于数据链通信的人在回路制导模式额外引入了射手动力学而且存在图像信号延时,含有射手动力学的控制回路会对目标在视场（LOS）中的误差角进行跟踪补偿,从而提升图像制导弹药的制导控制性能。为探究射手动力学和图像信号延时对人在回路制导性能的影响,基于真实的图像导引头模型及参数,设计校正网络以满足导引头稳定回路的性能需求;引入两类射手模型,针对射手模型2,优化模型结构并通过贴近真实环境的辨识实验得到动力学参数,弥补了现有建模的不足。基于射手对不同图像信号延时的适应性,对比研究了两类射手模型与不同图像信号延时对导引头控制系统稳定性、快速性和人在回路比例导引制导精度的影响。仿真结果表明：图像信号延时越长,导引头跟踪速度越低、误差角越大,制导系统的收敛时间越长;优化后的射手模型2及其参数辨识更准确地描述了射手的操作行为,对制导系统的影响较低且满足系统性能要求。     

对动态目标制导的导弹动力学逆系统跟踪控制

结合目标-导弹的运动特性,运用逆系统方法与制导原理,设计了导弹质心运动的Euler动力学系统跟踪控制器。在控制器设计中,综合考虑了目标飞行状态、控制律、制导律、解耦性及抗干扰性这几个重要因素。通过对弹体坐标系下导弹的外力矩实施控制,实现偏转角速度对动态目标的渐近跟踪控制。通过仿真验证,说明了控制器设计的合理性和有效性。     

气动力与推力矢量控制近距击顶弹道研究

针对某型反坦克导弹从顶部攻击近距离目标存在的空气动力控制不足的问题,探讨了在导弹初始飞行段采用推力矢量控制的可行性,并对有推力矢量控制的近距击顶飞行弹道进行了分析研究,最,通过计算机数字仿真,进行了弹道飞行仿真计算。结果表明,所提方法改善了导弹飞行弹道特性,提出了导弹机动性能和对近距离目标攻击的效果,并有利于减少最小射程。     

非线性三维H∞鲁棒制导律设计

应用飞行力学和理论力学原理，基于导弹目标三维相对运动方程，提出了一种适用于大机动目标的非线性H∞三维制导律，通过求解哈密尔顿－雅可比偏微分不等式，给出了解析形式的H∞制导律，对最坏情况下目标加速度的分析结果表明，H∞制导律具有很好的跟踪性能和鲁棒性。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型，通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明，在导弹飞行的爬升和巡航段，燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小，不超过7%；而在俯冲段，由于容腔效应影响严重，燃料流量相对偏差达到-30%，推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%，射程的相对偏差小于1%.因此，针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道，在导弹工作过程仿真中，可忽略燃气发生器的动态特性，不会影响对导弹飞行性能的评估.      

大气层外拦截弹中段制导方法研究

针对大气层外拦截弹飞行中段采用固体燃料发动机，且关机后需要经过较长的无控滑行段才能进入末制导段的情况，提出一种基于拦截弹修正能力，且考虑无控滑行段拦截弹与目标引力差影响的中制导律。仿真表明，采用该制导律的拦截弹在发动机工作期间推力方向变化平稳，且可获得较高的制导精度。     

大气层外拦截弹中段耗尽关机制导律

针对采用燃料耗尽方式关机且具有持续定常推力的大气层外拦截弹设计了中段制导律。假设拦截弹在关机后的无控滑行段中与目标相对距离不大．拦截弹与目标的引力加速度差近似为零，则拦截弹中制导的终端约束条件为视线转率为零。根据终端约束推导了推力定向解析表达式，分析了推力定向计算过程中存在的问题．并做了相应的改进。仿真表明．这种制导律具有计算简单、计算无奇异的特点，且在拦截近程弹道导弹时精度较高且鲁棒性好。     

基于分数阶微积分理论的最优导引律设计

随着技术的发展及战场环境的日益复杂化,拦截机动目标的需求越来越大。然而传统制导律在拦截机动目标时存在制导精度差、末端过载突变的问题,故提出了一种基于分数阶微积分理论的最优导引律。首先,介绍了分数阶微积分的定义、性质及其数字实现方法;然后,分析了弹目相对运动关系,通过分数阶变阶次建模和最优控制理论推导出了分数阶导引律;最后,仿真结果表明：与传统比例导引法相比,所设计的分数阶最优导引律能够保持比例导引法良好的追踪性能且拦截时间能够缩短2s,末端过载值趋近于0。该方法解决了传统比例导引法在末端由视线角速率发散而导致的末端过载突变问题。     

自适应严格收敛非奇异终端滑模制导律

针对机动目标的末制导拦截问题，设计了一种带终端角度约束的有限时间收敛终端滑模制导律。首先，分析了现有非奇异终端滑模制导律存在的滑模面不能严格有限时间收敛的问题，进而构造了一种新型的非奇异终端滑模面。其次，设计了一种对目标机动上界的自适应估计，提出了一种自适应严格收敛非奇异终端滑模制导律的设计方法。最后，基于Lyapunov稳定性理论，证明了设计的制导律能够使得制导系统在有限时间内收敛到零，并且保证了滑模面在收敛过程中不存在非收敛因子，是严格有限时间收敛的。仿真实验验证了该制导律能够有效地拦截机动目标，同时和与现有的非奇异终端滑模制导律以及基于转换滑模面的非奇异制导律相比，拦截时间更短，终端攻击角度精度更高，导弹机动消耗的能量更少。     

一种基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法

针对航天器空间变轨任务的制导问题,研究了一种适用的迭代制导算法。在传统迭代制导方法的基础上,直接在地心惯性系中建立最优控制模型,以推力方向矢量为控制量来适应大姿态角变化情形;推导直接以目标轨道要素为终端约束的边界条件,给出终端约束方程求解精度和入轨精度的关系;得到一种简单有效的基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法。通过仿真验证了所给制导算法的有效性,相比传统迭代制导方法其具有更强的适应性。     

基于偏置比例导引与凸优化的火箭垂直着陆制导

凸优化由于求解效率高在飞行器轨迹规划和制导中得到广泛研究应用。但是，由于火箭垂直返回制导需要考虑气动力带来的非线性，现有的凸优化求解方法或简单地采取逐次线性化近似凸化最优控制问题，经常出现收敛性问题；或需针对具体问题进行相应的系列凸化剪裁，虽然改善了收敛性，但不同模型的凸化剪裁方法差别很大，通用性较差。为此，将偏置比例导引与凸优化相结合，用以求解存在落角、落速和推力范围约束的火箭垂直返回定点软着陆制导问题。提出的制导方法将该制导问题分解为法向满足落角与落点约束的偏置比例导引，以及切向满足速度与推力约束的凸优化和滚动时域控制制导。在切向制导中，提出利用三次多项式近似飞行轨迹以方便凸优化求解，并建立剩余飞行时间的估算方法以提供给比例导引。仿真结果表明，提出的制导方法能有效满足各种约束，实现火箭精确着陆。与现有的直接采取逐次线性化近似的凸优化方法相比，提出的方法由于将制导进行切向和法向分解，大为简化了凸优化模型，显著提高了求解效率和收敛性。此外，提出的方法无需复杂繁琐的凸化处理，对于一般的推力可控且对末速存在约束的固定终端位置的制导问题皆适用。     

Autonomous navigation and guidance for landing on asteroids

This paper presents an autonomous landing navigation and guidance scheme for future asteroid sample return mission. An autonomous navigation scheme based on feature tracking technology is brought out firstly; secondly, desired descent landing trajectories with the initial and terminal constraints are planned in order to achieve arrive-at-time landing on an asteroid; then, two guidance control laws, based on error phase analysis method and PD plus PWPF method respectively, are designed to track reference descent trajectory; finally, the validity of the proposed scheme is confirmed by computer simulation.     

自主机动条件下的实时定轨方法

中继卫星在跟踪自主机动用户目标时,由于机动轨道未知,需要利用中继卫星下传的星载GNSS(Global Navigations Satellite System,全球导航卫星系统)数据进行实时轨道确定与预报,为中继卫星跟踪提供实时的引导信息,以方便中继卫星快速捕获目标和连续稳定跟踪。针对该类用户目标的任务需求,讨论了基于星载GNSS数据自主机动条件下的实时定轨方法,建立了连续推力机动力学模型。以某一型号卫星的实测数据进行分析验证,并对轨道机动进行辨识,计算的机动加速度和机动时间与试验单位提供的结果一致。针对卫星不同机动情况,5min的观测数据定轨预报10min的弧段,最大位置误差小于8km,可以为中继卫星快速捕获提供高精度的引导信息。     

基于最优误差动力学的时间角度控制制导律

针对带有攻击时间和终端攻击角度约束的导弹制导问题,设计了一种基于最优误差动力学的时间角度控制制导律,并给出了明确的性能指标。推导广义最优角度控制制导律作用下的剩余飞行时间估算表达式,在广义最优角度控制制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项,将攻击时间误差看做跟踪误差,设计的制导律使跟踪误差以最优模式在有限时间内收敛到零,最终实现攻击时间和终端攻击角度的共同控制。对不同参数下的情况进行仿真,验证了所提制导律的有效性。     

航空发动机推力测量台架原理误差分析

为研究影响航空发动机推力测量台架系统原理误差的因素及作用,针对发动机弹簧片支撑式推力测量台架,以推力偏心假设为基础建立其力学模型,采用理论分析和仿真验证相结合的方法对某试车台架进行原理误差分析.在给定条件下,台架在竖直平面和水平面内的角偏心远小于推力角偏心,并不会对推力测量造成显著影响,台架结构变形引起的角偏心也很小.相比之下,原理误差影响最大的因素依次为推力角偏心、热变形和弹阻力,原理误差分别为0.38％、0.16％和0.04％,应加以控制.当推力偏心量造成的原理误差不能满足精度指标时,需采用原位加载系统或者矢量推力测量台架来评估.