基于自适应预测校正的月球软着陆制导控制方法

应用自适应预测制导方法，研究月球软着陆过程中的制导控制问题。作为一种具有逻辑结构的构造性方法，本文概述了自适应预测制导方法的实现步骤。针对月球软着陆过程中制导控制量少于被控制量这一“欠驱动”问题，在已有的基于一阶特征模型的全系数自适应预测校正方法的基础上，将输入输出相等的系统拓展为输入少于输出的“欠驱动”系统，以满足对位置、速度矢量同时进行制导控制的需要。本文针对初始状态误差、推力偏差、质量偏差以及比冲偏差下的软着陆过程，进行了Monte Carlo仿真分析，结果表明，自适应预测制导方法可有效用于月球软着陆过程的制导控制，且具有较高的精度和较强的鲁棒性。     

速度相关初制导拐弯规律设计

防空导弹初制导要实现向目标射向拐弯,使得初制导段结束时刻导弹姿态、速度达到要求。本文针对助推发动机推重比小导致初制导段时间长且参数散布大的问题,提出了速度相关初制导拐弯规律,并在姿态指令中加入重力补偿项,用于解决助推飞行段初制导精度差的问题。仿真结果表明,这种拐弯规律可以有效适应不同推力状态下初制导精度要求,且初制导结束时刻攻角小,有利于初、中制导交班。     

波音将和意大利公司联合生产小直径炸弹

以色列航宇工业公司正在研制一种新型弹道修正组件，该组件可用于改造现役常规炮弹制导精度，提高火炮射击精度，同时控制造成附带毁伤的风险。     

美国计划研发地面发射型格里芬导弹

格里芬导弹由雷锡恩公司研制，采用GPS／INS＋激光半主动制导方式，用于打击地面目标，可根据目标情况选择空爆、触发及延期三种作用模式之一。该导弹主要是在早期弓箭手导弹的基础上改进而来，又借鉴了标枪反坦克导弹的尾部（包括火箭发动机）和该公司原前期研发的127毫米舰炮弹药——增程制导弹药（ERGM）的前部。     

基于随机机动模型和落点预测的制导律设计

针对自旋弹体低成本制导律设计问题，提出了一种基于落点预测的新型制导律设计方法。采用随机机动模型和自适应卡尔曼滤波器估计弹体的飞行状态，并解析求解弹体落点预测值，根据落点预测值与目标的偏差生成制导指令。该制导律不依赖于弹体气动参数和弹体运动方程的在线数值求解，避免了常规基于落点预测的制导律所带来的在线计算成本。根据自旋火箭弹的非线性数学模型，通过数值仿真检验了所提制导律在标称参数条件和参数受扰条件下的性能。通过与比例制导律进行制导性能对比，结果表明:所提制导律的制导性能在绝大多数情况下优于比例制导律。      

空空导弹的预测制导规律

本文提出了一种适合于空空导弹中制导的制导规律，即预测制导规律，这种制导规律同我们惯用的比例制导相比较，它的特点是能减少导弹飞行时间和能拦高速高度机动的目标，它可以在最短时间里实现拦截，并且使导弹在整个中制导段飞行中能量消耗最小，数字仿真结果证明了这些事实。     

国产“鹰击”—6型空舰导弹能否击沉航母

空对舰导弹是指由飞机从宅巾发射攻击水面舰船的导弹。也可用于攻击地面目标，是海军航空兵的主要攻击武器之一。通常由弹体、弹冀、战斗部、制导系统，动力装置等构成；战斗部有普通装药或核装药。制导系统，常用寻的制导或复合制导，多数为复合制导，其中以惯性加末段主动雷达制导较普遍。动力装置，有液体火箭发动机，固体火箭发动机、涡轮喷气发动机或冲压喷气发动机。有的空舰导弹可与舰舰导弹，岸舰导弹通用。20世纪8O年代服役的空舰导弹，飞行速度多为亚声速，射程数十至数百千米。飞行多采用低弹道，初始段多为下滑飞行，中段转入超低空平飞，末段高度可降至10米以下掠海面飞行接近目标，可取得隐蔽突然袭击的效果。[编者按]     

基于线性协方差的月球上升器主动段误差分析

提出一种线性协方差误差分析方法用于月球上升器主动段多种误差源影响分析.给出了动力上升段动力显式制导(PEG,powered explicit guidance)制导律线性化解析方法,得到了PEG 3个制导参数的线性化显式表达.在此基础上用于分析月球上升器主动段在存在初始状态偏差、参数不确定等情况下,终端时刻的高度偏差、速度大小偏差以及飞行路径角偏差.通过和蒙特卡洛的仿真对比,验证了上述线性化方法的有效性.     

一种防空导弹制导精度影响因素的定量分析方法

主动雷达制导是先进防空导弹的主要制导方式之一。主动雷达导引头的作用距离、测角精度、时间常数等决定了末制导精度，但具体影响情况却较难量化，导致制导控制系统指标分解的合理性无法评估。本文提出了一种基于物理模型的制导精度快速评估方法，从建立主动雷达导引头指标描述的数学表征出发，采用数值评估手段，获得比例导引末制导精度影响因素的定量分析准则。数值结果表明，提出的方法可快速得到初始指向误差、导引头测角精度、探测盲距、导弹过载等对制导精度影响的定量化结果，为导弹制导控制系统指标分解提供依据。     

天线罩误差对制导回路稳定性影响分析

针对雷达寻的导弹天线罩寄生回路影响制导控制系统稳定性的问题，建立考虑天线罩误差的三维非线性制导回路模型，提出一种基于状态方程形式的天线罩误差斜率对制导回路稳定性的影响分析方法。推导获得了天线罩误差斜率对制导回路系统矩阵影响的定量形式，并基于线性时不变系统的稳定性判据，计算给出天线罩误差斜率影响下的导弹制导回路稳定条件。计算分析和仿真结果表明：寄生回路正反馈时会引起导弹姿态的振荡发散问题，严重影响制导回路稳定性。     

末制导雷达测控系统与检测接口标准化

简述了末制导雷达测控系统的发展，指出末制导雷达检测接口对测控系统的重要性。在分析现役反舰导弹末制导雷达检测接口状况以及接口信号特征的基础上，提出末制导雷达检测接口标准化思想，并给出了一种能够覆盖我海军所有现役反舰导弹末制导雷达检测接口而且可扩展的末制导雷达通用检测接口。     

以色列向越南交付远程制导火箭武器系统

正瑞典斯德哥尔摩国际和平研究所最新数据显示,以色列已经向越南交付了20套EXTRA远程制导火箭武器系统,用于海岸防御。此前,越南军方在阅兵式上展示了安装在乌克兰克拉斯军用卡车上的EXTRA远程制导火箭武器系统。EXTRA制导火箭弹由以色列宇航工业公司MLM分部和以色列军事工业公司火箭系统分部联合研发。通常,EXTRA制导火箭弹以四联装发射箱的形式安装在地面平台上使用,也可以双联装的形式安装到卡车或固定发射台上使用。     

主动防御的最优预测协同制导律研究

飞行器面对来袭导弹威胁时，可通过主动发射防御导弹的方式确保自身安全，这种方式称为主动防御.针对主动防御任务中传统制导律性能较差的问题，本文基于预测制导思想提出了一种高效的三维制导策略.建立了飞行器载机、来袭导弹和防御导弹的三维相对运动学模型，将迭代计算与经典制导律相结合，可对预期拦截点进行实时预测，并将其设定为虚拟目标，再设计制导律对虚拟目标实施追踪.预测制导策略建立在将高速来袭目标转化为低速虚拟目标的思想上，从而提高了拦截性能.通过非线性模型的数值仿真，验证了在应对机动的来袭导弹时，主动防御预测制导律相对于此前的方法所需的制导过载更小，脱靶量更小，制导能量损耗更小，拦截包线更大.     

美国批准军售土耳其JDAM

<正>10月29日,美国防务安全合作处对外宣布,土耳其已经申请向雷锡恩公司购买价值7000万美元的联合直接攻击弹药(JDAM)。此次销售已获美国国务院批准,共包括400套用于Mk842000磅炸弹的GBU-31(V)1制导组件、200套用于BLU-1092000磅侵彻炸弹的GBU-31(V)3制导组件、300套用于Mk82500磅炸弹的GBU-38组件、100套用于Mk82的BGU-54激     

末制导雷达检测接口标准化初探

在分析现役反舰导弹末制导雷达检测接口现状及存在问题的基础上，提出了末制导雷达检测接口标准化思想，并设计了一种能够覆盖我海军所有现役反舰导弹末制导雷达检测接口而且可扩展的末制导雷达标准检测接口。     

美国正在开发月球着陆器传感器技术

美国航空航天局（NASA）正在开发的月球着陆器传感器技术,属于该局的自主着陆和危险避免技术（ALHAT）项目,旨在发展降落和着陆制导、导航和控制（GNC）软硬件技术。这些技术用于实现月球着陆器的自主识别及制导,使其能安全着陆并判断下降过程中的着陆危险。     

地-空导弹最优制导律研究

本文在导弹质点运动不作任何简化的条件下,建立导弹-目标状态空间数学模型,得到以雷达测量参数表示的,可对付机动目标的最优制导规律,将其用于某型导弹上,仿真结果表明该制导律有较好的导引精度和一定的工程实用价值;同时就导弹起控点处高低角、方位角对脱靶量的影响作了研究,该制导律能降低对导弹发射条件的要求。     

精确农业——用GPS指导农业生产

当五角大楼将卫星遥感图像和全球定位系统（ＧＰＳ）相结合用于精确制导时，爱达荷州和加里福尼亚州的农场主们则在开始学习将这种高技术手段用于和平的目的——精确农业（Ｐｒｅｃｉｓｉｏｎａｇｒｉｃｕｌｔｕｒｅ）。“这是一种非常简单的精确监测土地的方法”亚特兰大...     

高超声速滑翔飞行器预测校正闭环协同末制导方法

针对能量持续衰减的高超声速滑翔飞行器末制导段时间协同问题，提出一种预测飞行时间并校正飞行剖面的协同制导方法。设计了一种带有负比例导引系数的参数化飞行剖面，在辨识气动参数后快速预测剩余飞行时间；通过数值算法修正飞行剖面参数，并输出制导指令，满足单飞行器时间约束制导要求；设计闭环协同策略，在分析飞行器时间调整能力后，各飞行器协调期望飞行时间，再自主规划飞行剖面以同时攻击目标。仿真结果表明：预测校正闭环协同制导方法可以满足时间协同末制导任务需求，落点误差小于5 m，相对时间误差小于1 s。     

俯冲段高超声速飞行器有限时间协同制导律设计

针对多枚高超声速飞行器在俯冲段协同攻击一个固定目标或慢速移动目标的问题，基于有限时间理论设计了带有视线（LOS）高低角和视线方位角约束的协同制导律。首先，将俯冲段制导过程划分为横向和纵向2个方向；其次，在纵向视线方向，将所有参与攻击的飞行器与邻居间的相对位置差值和视线速度差值作为误差项引入制导律；最后，为实现横向和纵向的视线角收敛，设计有限时间滑模制导律，并设计自适应干扰观测器估计时变扰动的上界。通过Lyapunov函数对提出的协同制导律给出详细的有限时间收敛证明，仿真实验结果验证了所设计协同制导律的正确性和有效性。