采用弱攻角补偿与脱敏设计的火星进入段制导

为提升火星进入段存在多种扰动时的制导末端精度,在现有三自由度脱敏设计的基础上,提出针对大气密度及升阻力系数波动的弱攻角补偿方法。通过攻角调整,协调升、阻力加速度测量值相对理论计算值的偏离程度,使加权形式的偏离程度指标趋近于1,从而降低气动参数波动对制导精度的影响。相平面分析和反证法证明了攻角调整过程的稳定性。蒙特卡洛仿真结果表明,该方法可达到较高的纵向末端状态精度。     

考虑禁飞区规避的空天飞行器分段预测校正再入制导方法

针对空天飞行器再入制导问题，提出一种考虑禁飞区规避的分段预测校正制导方法。在再入段前期采用剩余航程作为目标函数，后期引入预测落点偏差作为目标函数进行制导指令求解，同时确定倾侧角幅值和符号，兼顾了计算效率与终端制导精度。在此基础上，对于再入过程中的禁飞区规避问题，把禁飞区分为两类，增加了通过倾侧角幅值修正策略实现侧向规避制导的逻辑，可适用于无法单独通过倾侧角反转规避禁飞区的情况。最后，通过开展考虑再入初始状态和气动品质不确定性的蒙特卡罗仿真，验证了提出的分段预测校正制导方法可以有效引导空天飞行器规避禁飞区，与单段目标函数预测校正方法相比，具有更高的制导精度。     

RLV末端能量管理段三维鲁棒制导方法

针对传统可重复使用运载器(RLV)末端能量管理段(TAEM)制导方法在精度和实时性方面的不足,提出了一种三维鲁棒制导方法,提高扰动情形下的返回精度。首先,转换RLV时域制导模型为以高度为自变量的等效模型,设计基于滑模控制理论的制导算法,根据运载器当前状态生成满足动力学、末端和动压约束的状态轨线及制导指令;输入指令至RLV时域制导模型,一个制导周期后根据当前飞行状态更新制导指令,抵抗气动、大气及质量偏差等扰动。标称和扰动两种情形下的仿真验证了制导方法的性能。     

固推约束下的火星表面起飞上升制导律设计

针对受固推约束的火星上升器(MAV)起飞上升问题，设计了上升段、无动力滑行段、入轨段三段式火星表面起飞上升全过程制导策略。首先，根据实际任务需求进行了上升器标称轨迹优化。其次，在上升段引入了阿波罗制导方法，通过类攻角和类侧滑角的控制实现对标称轨迹的跟踪。为减少上升段末端偏差对无动力滑行段与标称轨迹间误差的影响，提出了一种通过调整倾侧角改变上升器所受气动力进而控制飞行轨迹的技术路线，并设计了相应的滑模制导律。另外，兼顾固推发动机的能量管理需求，针对入轨段设计了Lambert制导策略，并参考标称控制量对其进行修正，使得上升器能够在控制能力有限的情况下完成较高精度的入轨。最后，通过典型场景火星表面起飞上升全过程数值仿真验证了所设计策略的有效性和鲁棒性。     

带终端角度约束的多目标最优鲁棒制导方法

BTT飞行器需要在环境与模型存在不确定性的情况下,满足攻角幅值、倾侧角转率等多约束条件,实现带终端角度约束的高精度制导。针对该问题提出了一种多目标最优鲁棒制导方法。建立含干扰输入描述的制导律设计模型,将制导问题转化为鲁棒制导律设计与制导律参数多目标综合优化两个子问题。采用基于L2性能指标的鲁棒控制方法设计制导律,将其中的参数作为待优化变量。建立多目标综合优化模型,基于遗传算法,优化制导律参数。数学仿真结果表明,提出的制导方法可以满足带终端角度约束的多目标制导任务要求。     

远程滑翔导弹滑翔段制导算法研究

提出了一种满足多种约束的远程滑翔导弹滑翔段在线规划制导算法.给出了攻角参考剖面与倾侧角大小的边界.利用拟平衡滑翔条件简化了滑翔段弹道.考虑地球旋转影响,利用修正的拟平衡滑翔条件,并结合速度与待飞航程的关系,将满足多约束的纵向参考弹道设计问题转化为单参数搜索问题.利用LQR方法完成纵向参考弹道跟踪,并采用改进的侧向制导策略生成侧向弹道.仿真结果表明,给出的制导算法可在线生成满足多种约束的三自由度弹道,在远程滑翔导弹滑翔段制导控制方面有一定的应用前景.     

多约束航迹规划与跟踪制导律

研究升力式飞行器多约束航迹规划与跟踪制导律设计。考虑到飞行器为满足任务需求规定了一定范围的禁飞区，为确保滑翔段末状态处于中末制导交班窗口内设置了严格的终端约束，导致传统基于最大升阻比、平衡滑翔策略的航迹规划不适用。针对飞行器在不同空域的动力学特性，结合飞行策略预划分手段分段提出不同状态下的攻角、倾侧角剖面，通过优化剖面构型参数将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题，完成多约束航迹规划。最后，考虑到气动不确定性带来的轨迹偏差，利用线性二次型调节器以位移加权误差最小为优化指标完成轨迹跟踪制导律设计，实现对规划航迹的在线纠偏，并通过仿真分析验证所提方法的有效性。     

末端能量管理段轨迹生成改进算法

改进再入飞行器能最管理阶段轨迹牛成算法,以高度为独立变量的三自由度方程为出发方程,根据地面轨迹长度和横侧机动能力确定动压剖面.将迭代算法改进为递推算法,计算不同固定滚转角下所需的纵向指令,使用三步逐点转动地面轨迹的方法依次消除航向角、横程和纵程的终端偏差,最终生成符合飞行器动力学特性 I的轨迹以及相应的制导指令.三自由度仿真表明:算法合理地考虑了飞行器纵横向耦合的特性,使得生成的轨迹与相应指令相匹配.调整动压剖面有效地改变返场区域,增强了对于初始条件的适应性.     

导引头量测故障下的增量式三维制导律设计

考虑导引头量测故障下拦截机动目标的末制导问题,以提高制导系统的鲁棒性、降低制导增益、减小系统残差、避免视线角速率剧烈振荡/发散为目的,基于增量式控制方法设计了一种具有鲁棒增强特性的三维末制导律。首先,将末制导问题转化为零化视线角速率的控制问题。其次,通过弹目相对距离及视线角速率定义辅助变量,给出传统的滑模制导律作为设计参考。然后,基于增量式非线性动态逆滑模控制方法,充分挖掘视线角加速度估计信息及上一采样时刻的制导指令,得到增量式三维鲁棒制导律。最后,在目标机动及导引头量测故障下,分析并比较了两种制导律所产生的系统残差。理论分析及多工况仿真结果表明,增量式制导律不仅对目标机动及大范围失效的导引头量测故障具有强鲁棒性,而且所需制导增益也较小,同时避免了末端视线角速率严重发散的问题     

一种基于标准轨道法的再入制导方法

针对再入机动飞行器再入段弹道规划问题,通过在阻力加速度-能量剖面终端加入速度倾角控制,使得在满足过程约束的同时包含速度倾角在内的其它终端状态参数满足约束条件,通过实时弹道更新在提高命中精度的同时增强算法的适应性。在攻角给定的情况下,控制指令为倾侧角,其大小分别通过跟踪阻力加速度曲线和控制速度倾角变化率得到,符号由迭代计算的倾侧反转时刻确定。仿真结果表明,给出的规划方法在以较高的精度到达再入段终点的同时具有较好轨迹特性,能满足制导设计的实时性要求。     

飞船跳跃式再入第一次再入能量管理方法

针对探月飞船跳跃式再入第一次再入能量管理问题,设计了一种能量管理方法。首先,采用大倾侧角再入,快速进入能量管理阶段;然后,对能量耗散速度进行控制,并预估跃起点的能量以确定飞船的跃起时机;最后,在能量管理结束后按设计指令过渡到跃起点。为检验能量管理方法的有效性及鲁棒性,基于标准轨迹法设计制导律,并进行仿真分析。仿真结果表明,该能量管理方法能改善轨迹跟踪性能,提高再入制导方法的精度和鲁棒性,并避免飞船在一次再入和二次再入过程中出现较大过载的现象。     

再入制导和弹道跟踪误差分析

新一代可重复使用运载器对再入制导提出了更高地要求。目前的空间运输系统证明基于阻力加速度的制导方法是行之有效的。其基本概念是跟踪基准阻力加速度包线，在飞行过程中可根据需要更新这个包线。跟踪适当的阻力加速度包线保证了飞行器可以飞行准确的距离达到目标，同时满足弹道约束。在横向上，我们可采用类似于美国航天飞机的倾斜反转逻辑或航向角跟踪技术。本文推导出了基于反馈线性化的控制算法，并将其应用于可重复使用运载器纵向和横向的制导。最后，我们分析了阻力加速度跟踪的误差。     

一种基于CW方程的交会远程导引终端误差分析新方法

直接采用轨道坐标系的相对位置和速度描述交会远程导引误差会产生误差放大的不合理现象,对远程导引误差的精确分析需寻求新的误差描述与分析方法。本文在算例分析的基础上提出了一种基于CW方程的远距离导引终端误差分析新方法,并利用该方法建立误差模型分析远程导引的误差分布与传播。分析结果表明基于CW方程的远程导引误差模型能较为准确地描述远程导引终端的误差状态和后续传播情况,适合在实际工程中用于描述远程导引终端精度指标。     

高超声速滑翔再入定向定速打击末制导算法

以具有终端落角和落速约束的小升阻比短距滑翔高超声速再入打击飞行器为研究对象，通过引入弹道调整段来实现对飞行器的初步大幅度减速，并使其满足中末制导交班条件，以解决飞行器捕获目标后难以直接对其进行定向定速打击的问题。首先设计了一种变角偏差反馈系数的偏置比例制导律，解决了末端攻击段弹道下压困难以及导引头视场稳定跟踪等问题。在此基础上，建立了一种基于攻角和弹道倾角估计的末端减速指令生成方法，有效解决了基于理想速度曲线减速控制方法精度不足的问题。因此，数值仿真结果表明该制导方案能够有效控制飞行器终端落角和落速，并具有较高的制导精度。     

机动再入飞行器的复合制导方案研究

对机动再入飞行器弧段的复合制导方案进行了研究，首先提出了通过高低空复合制导控制再入飞行器的终端速度和弹道倾角的思路；然后分别给出了高空最优制导律和大气厚再入最优制导律；最后对此复合制导方案进行了数字仿真。仿真结果表明此方案在理论上是可行的。     

探月返回飞行器跳跃式再入轨迹优化

基于节点自适应稀疏配点法,提出一种高精度求解探月返回飞行器跳跃式再入轨迹优化问题的方法。该方法的基本策略是：首先,应用节点自适应稀疏配点法对完整的跳跃式再入轨迹进行优化;然后,根据优化得到的控制变量对再入动力学方程进行数值积分;当积分至跳跃轨迹的最高点时,以积分得到的状态变量值作为新的初始条件,对二次再入轨迹重新优化。仿真结果表明：1)对二次再入轨迹重新优化能够显著提高跳跃式再入轨迹的优化精度,否则轨迹优化精度低,终端误差较大;2)在跳跃轨迹的最高点进行的二次优化是一种准实时优化,在跳跃式再入轨迹的制导领域具有潜在应用价值。     

面向中末交接班的临近空间拦截弹弹道优化

针对反高超声速目标拦截弹中末制导交接班窗口小、变化快引起的交接班难题,设计了带终端位置和速度指向约束的拦截弹中制导弹道。首先,考虑交接班时间、动压、热流、过载、控制量以及终端弹道倾角等约束,建立了拦截弹纵向平面中制导弹道优化模型;其次,构建了中制导段的弹目拦截几何,提出了能量受限的侧窗探测拦截弹中末制导交接班窗口概念,并将其作为拦截弹中制导段弹道设计的终端约束条件;然后,基于hp自适应网格细化方法设计了面向中末交接班的优化弹道。仿真结果表明,所构建的中末制导交接班窗口条件完备有效,能较好描述中制导末端约束条件,所设计的优化算法收敛速度快、求解精度高。另外,通过仿真提出了临近空间拦截弹宜采用背风探测的交接班方案。     

一种基于分步过渡的再入段组合导引法

针对比例导引法在弹道导弹再入段误差修正时可能引起的导弹攻角和侧滑角变化剧烈的问题,提出了一种基于分步过渡的再入段组合导引法,并采用了一种考虑弹道倾角增量和弹道偏角增量变化范围的过渡段计算方法。仿真结果表明,改进的组合导引法减小了侧滑角和横向过载的变化范围,并减弱了两种导引法交班段的攻角、侧滑角和过载突变问题,在保证导弹末段飞行稳定控制的同时减小了再入段误差对导弹射击精度的影响。