三维极坐标视线动力学

阐述了极坐标视线动力学方程的研究现状。建立了三维极坐标视线动力学方程，讨论了该动力学方程的简化问题，得到了特殊平面（攻击平面）内的简化形式，该简化形式在特定的条件下与三维极坐标视线动力学方程是等价的。     

末端导引律综述

为了提高制导精度,在末制导过程中就必须采用性能更优良的导引律,本文针对各种末端导引方法的特点及其发展情况进行了研究分析与总结,包括各种经典导引律、各种基于现代控制理论设计的导引律以及针对各种特定工程应用背景的导引律等,可为今后导弹导引律的改进和设计提供参考.     

导弹中制导末段的最优搜索

研究超视距导弹中制导末段利用导弹的剩余动力,自动搜索活动目标,使目标捕捉概率达到最大的最优搜索问题.给出了活动目标的位置概率分布;提出了基于活动目标位置概率分布的导弹搜索航线的规划方法;拟订了搜索系统的组成方案并对系统进行了设计;对该系统进行了仿真,验证它的活动目标的捕捉概率.     

考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法研究

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因素计算在与该速度增量等效的连续推力作用下空间飞行器的实际位置,利用实际位置与目标位置的偏差构造虚拟目标点,通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令,空间飞行器接收并执行该指令进行轨道修正。仿真表明该轨道修正制导方法制导精度较高。     

考虑自动驾驶仪动特性的终端角度约束滑模导引律

探讨了拦截机动目标情况下的攻击角度约束导引律设计问题.首先假设自动驾驶仪为理想环节,推导了一种滑模导引律,证明了该导引律的有限时间收敛特性.然后通过非线性反步设计法把上述导引律推广到考虑导弹自动驾驶仪动态延迟的情形上,仿真结果表明,导弹自动驾驶仪为实际跟踪环节,目标做大机动逃逸时该制导方法仍具有良好的制导性能.     

后射空空导弹稳定性问题研究

提出了解决空空导弹后射速度过零姿态角不稳问题的速度快速过零法.方法的思路是增大加速器推力,使速度快速由负变为正,使发散的姿态角限制于允许范围内.进而,姿态角扰动因导弹姿态变稳而收敛.进行了导弹后射姿态角变化动态过程的定性分析.采用仿真方法,定量分析了方法原理上的可行性,分析了静态稳定系数、起始攻角扰动、后射速度初值对姿态角运动的影响.结果证明方法有效.