空间作战中固定时间轨道拦截的仿真研究

轨道拦截问题是航天领域的经典问题,而通过建模与仿真研究空间拦截技术是一种有效的途径。根据空间作战模拟仿真的需求,本文利用高斯方法建立了固定时间轨道拦截的模型,提出了模型的仿真实现流程,并通过STK卫星工具包软件对轨道拦截模型进行了验证,对仿真结果做了分析,从而得出了轨道拦截的时间、所需能量以及轨道高度之间的基本关系,为深入进行轨道拦截的仿真研究提供一定的参考。     

航天器远程最优拦截方法研究

有限推力和脉冲推力是研究航天器轨道拦截问题的两大类方法.该文基于C-W方程建立了航天器远程拦截的相对运动方程,并进行了无量纲化；以能量最省为性能指标,应用Legendre伪谱法对拦截轨道进行优化,并检验结果的最优性.仿真结果表明,该方法精度高、鲁棒性强,验证了Legendre伪谱法在航天器远程拦截轨道优化设计中的正确性...     

空间拦截轨道快速规划研究

基于冲量变轨理论,针对追踪器通过一次变轨机动对目标的拦截,以普适变量法进行快速轨道规划,给出轨道规划算法及流程.仿真结果表明:该法可快速确定追踪区,并得到最小燃耗对应的变轨点,方法简单,易于实现.     

采用二次修正的立方星拦截仿真研究

针对空间攻防背景下立方星拦截问题，提出了一种Lambert求解与C-W方程结合的以燃料-时间为约束的拦截轨道快速设计方法。该方法首先在Lambert求解框架下，以燃料和拦截时间为限，建立了立方星转移时间与速度增量的模型，生成了初始拦截轨道；随后根据末端拦截精度需求，通过C-W方程进行末段导引，施加二次脉冲，对拦截轨道末端进行误差修正，使得最终误差可以满足任务要求。最后通过GMAT构建的轨道力学环境，在Matlab算法驱动下进行联合仿真验证，分析表明该算法在燃料和时间的共同约束下可获得一条优化轨道，并能兼顾末端拦截精度，具有工程借鉴意义。     

线性相对运动的正切拦截和正切交会轨道研究

针对冲量方向与追踪器速度方向相同的正切轨道问题,用线性相对运动方程研究了正切于初始轨道和正切于目标轨道的共面轨道拦截和轨道交会问题。得到初始和终端时刻的相对速度向量的解析表达式,定义了两个关于目标真近点角的单变量函数,于是正切拦截和正切交会问题等价于这两个函数分别等于零,最后用割线法求解这两个函数的数值解。根据能量最优要求,考虑初始漂移段,分析了一个周期内的最佳初始正切冲量点。仿真结果校验了本文提出的方法。     

基于空间目标特性的无缝搜索技术研究

为了解决常规雷达搜索屏拦截空间目标概率不高的问题,利用空间目标过境具有周期性的特征,提出一种高拦截率的无缝搜索方法。当搜索屏经度覆盖范围大于等于目标重访经度差时,目标过境将至少被搜索屏拦截1次。利用这个特征,通过优化相控阵雷达法线仰角和搜索波位的驻留时间改变搜索屏的空间和能量分布,使各个轨道高度处的搜索经度覆盖范围等于目标的重访经度差,从而在最小时间资源开销的条件下实现了空间目标高概率拦截搜索。仿真结果表明,在时间资源开销相同的条件下,提出的无缝搜索方法与常规搜索方法相比,可将空间目标平均拦截率由90.93%提升至99.94%。研究对于提升空间目标监视雷达搜索效率具有较高的应用价值。     

基于对数螺旋线的非开普勒轨道设计

基于形状的方法为非开普勒轨道设计提供了一种全新的研究思路。在假定轨道形状为对数螺旋线的前提下设计了拦截轨道。首先通过无量纲化处理方法推导出了对数螺旋线轨道的地心距、极角随时间的变化率与轨道设计参数q的关系式;其次结合运动方程,得到了飞行器沿对数螺旋线轨道运行时需要施加的推力加速度;接着分别针对初始轨道是圆和椭圆的情况进行机动轨道设计。给出了轨道设计的仿真算例和相关分析,结果表明对数螺旋线适宜于拦截轨道设计;当初始轨道为大偏心率椭圆时,采用此方法设计轨道,在一定相角范围内开始机动,可使飞行器运行时间短,且燃料消耗少。     

空间多目标拦截交会平台停泊轨道设计优化

针对空间多目标交会(拦截)平台停泊轨道设计问题,定义有效交会(拦截)区作为衡量平台交会(拦截)目标能力的指标,提出并建立了该类空间平台停泊轨道设计优化和分析模型,采用多岛遗传算法(MGA),以有效交会(拦截)区的最大化作为优化目标,以可交会(拦截)目标的数目和子飞行器轨道转移所需要的脉冲速度增量等为约束条件,对该类平台停泊轨道要素和子飞行器变轨时机进行综合设计优化。将上述模型和算法用于两空间平台设计中,一个是针对低轨2目标的交会平台,另一个是针对中轨3目标的拦截平台,得到合理的结果,表明所提出的设计优化模型以及选择的寻优算法是有效的。     

空间拦截攻击区和威胁区仿真研究

基于冲量变轨理论,建立了天基动能拦截器通过一次变轨机动拦截目标的轨道机动模型,提出了攻击区和威胁区的概念,并给出了确定攻击区和威胁区的数值搜索算法.通过仿真计算,分别对不同的拦截时间和机动能力约束条件下攻击区和威胁区进行了仿真分析,结果表明,利用本算法能够方便地得到动能拦截器的攻击区和目标的威胁区,为拦截的实现提供必要的决策条件.     

“爱国者”雷达组网对TBM目标的拦截性能分析

研究了"爱国者"导弹系统对TBM目标的拦截性能,建立了PAC-2的拦截概率模型,依据"爱国者"导弹系统的相关参数进行了仿真分析,并给出了典型弹道下的拦截性能仿真结果.     

对机载LPI雷达的高概率截获技术研究

采用先进的功率管理技术和灵活的波形设计技术,能大大提高机载雷达的反侦察和抗干扰能力。提出了一种综合利用数字阵列侦察技术、基于多相滤波的信道化检测技术以及基于模糊聚类的信号分选技术的侦察截获方法,有望实现对机载LPI雷达的高概率截获。     

航天器末端拦截自适应博弈策略

针对航天器末端拦截博弈问题，基于微分对策理论研究了各星的博弈策略。根据拦截空间是否具有防御器将博弈态势分为双星博弈和三星博弈。首先考虑拦截器与目标的双星博弈态势，以终端脱靶量为指标设计了相对博弈策略，并提出时间分析方程以提高策略对不同拦截态势的自适应性。然后，考虑具有防御器的三星博弈态势，提出了博弈切换策略将其化为分段双星博弈，并将双边时间方程扩展到三星博弈中，使拦截器在不被防御器反拦截的情况下，实现对目标的快速拦截。最后仿真分析了博弈策略与时间分析方程对航天器拦截博弈问题的有效性。     

空间拦截智能自适应变结构导引规律研究

结合空间拦截的精确末制导问题，本文介绍了一种对目标机动和参数摄动具有鲁棒性的自适应结构制导律（ＡＶＳＧ）。在此基础上，我们研究了一种智能自适应变结构制方法（ＩＡＶＳＧ）。此方法精略地估计出目标法向加速度的强度，并以此为依据自主地调整ＡＶＳＧ中变结构项的强度，这样，既可以消除视线角速度的抖动，又可以保证制导精度，仿真结果证明了ＩＡＶＳＧ的有效性。     

一种脉冲式空间拦截末端导引规律的设计

本文通过对空间拦截运动学模型的线性化处理，提出了一种脉冲式末端导引规律，它既满足脱靶量指标，又使轨控发动机的燃料最省，且易于工程实现。仿真结果表明该导引律性能良好     

通信拓扑切换下的多飞行器协同拦截方法

针对通信拓扑切换条件下的多飞行器协同拦截问题，提出了一种基于扩张状态观测器的协同制导方法。建立协同制导设计模型，将协同拦截问题转换为视线稳定条件下的剩余飞行时间调节问题。为解决机动目标状态不确定的问题，将目标的状态视作扰动，设计扩张状态观测器来估计机动目标的状态，并在制导律中对目标的机动进行补偿。利用有限时间一致性理论进行一致性控制协议的设计，实现各飞行器剩余飞行时间的有限时间一致，并利用Lyapunov稳定性理论分析通信拓扑切换情况下闭环系统的有限时间稳定性，给出了系统一致收敛时间。仿真结果表明，在通信拓扑变换的情况下，设计的观测器能够有效估计目标状态，且协同制导律能够满足对剩余飞行时间的控制要求，进而实现协同拦截。     

从深度撞击探测器看空间拦截技术的发展

深度撞击探测器精确成功地撞击坦普尔-1号彗星,不仅具有很大的科学意义和价值,也显示了当前世界的空间拦截水平。本文旨在通过研究“深度撞击”任务的技术性能论述空间拦截技术的发展方向-动能直接拦截技术。     

逆轨拦截机动目标的三维最优制导律

以大气层内导弹逆轨拦截高速机动目标为背景，本文运用最优控制和双曲正切函数设计带角度约束的三维最优制导律。分别假设导弹弹道倾角和弹道偏角保持瞬时恒定，将三维制导分解为两个相互垂直平面内的二维制导。考虑导弹速度时变的情况，建立带角度约束的制导方程。设计一种双曲正切函数的变种，并将其设为脱靶量和角度约束的权重系数，根据极小值原理推导了最优制导律的解析表达式。双曲正切函数变种的引入，使得制导律对脱靶量和角度约束的要求是逐渐增强的，可以解决传统最优制导律初始段过载指令过大的问题。仿真结果表明了该制导律的有效性。     

防空导弹尾追拦截目标的遭遇点预测方法

为充分发挥导弹武器系统的全向拦截能力,防空导弹需要面对拦截发射时即处于尾追逃逸态势目标的问题。结合防空导弹任务特点,设计了一种兼顾迎击、尾追拦截态势的遭遇点预测方法。根据导弹与目标在发弹时刻和拦截过程中的相对运动关系,建立常规迎击态势下的遭遇点预测模型。针对尾追拦截的特殊情况,分析预测模型对弹目相对运动关系描述的适用性,并进一步研究目标初始参数对预测模型收敛性的影响。在此基础上优化运动几何关系描述模型,结合收敛条件设计迭代算法,形成尾追拦截态势下遭遇点的预测方法。该方法修正了目标穿越发射点上空引起的模型适用性问题。仿真结果表明:迭代算法对迎击、尾追目标态势均快速收敛,预测精度满足工程应用要求,为导弹全向拦截时的遭遇点预测提供了有效的解决途径。     

带有引诱角色的有限时间协同制导方法

为实现高价值飞行器的有效突防，采用突防飞行器携带一枚防御器的协同突防方案，在突防器作为引诱角色的情况下，基于有限时间控制理论提出了一种带有拦截角约束的协同制导方法。基于飞行器相对运动学方程和一阶动力学特性，建立了带有拦截角约束的协同反拦截模型；用度量矩阵刻画系统有限时间输入输出动态品质，基于微分线性矩阵不等式给出了有限时间状态反馈控制器设计方法。数学仿真表明，该方法能够确保防御器在有限时间内以预置的拦截角有效拦截对方拦截器；在突防器进行引诱配合的情况下，协同突防方案能够大幅节省防御器需用加速度，验证了协同制导方法的有效性；同时，所提制导方法在不同拦截角度和初始发射条件下都能达到较好的控制效果，表现出较强的鲁棒性。