基于正则摄动理论的无动力飞行器末段制导方法

以无动力飞行器末制导问题为研究对象,用正则摄动理论对其纵向弹道方程进行处理。在零阶方程中考虑重力和气动力的主导部分,在一阶方程中考虑重力和气动力的剩余部分,进而获得了弹道方程的解析解,仿真证明了该解析解具有较高的计算精度和计算效率。基于弹道解析解所获得的脱靶量,提出了正则摄动制导方法,仿真证明了该方法具有最优性。     

基于Starlink机会信号/INS的组合导航方法

针对全球卫星导航系统(GNSS)因频点单一、落地功率低、易受电磁干扰以及存在覆盖较差区域等潜在的被拒止或被干扰导致的导航系统性能降低甚至失效的问题,提出了一种基于星链(Starlink)机会信号融合惯性导航系统(INS)的飞行器动态组合导航方法。首先分析了星链信号体制,建立了基于星链星座卫星下行机会信号的瞬时多普勒定位观测模型,设计了一种基于频率细分的快速最大似然多普勒频率估计方法,然后建立了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的Starlink机会信号/INS的组合导航模型,并对该导航方法进行了实验及分析。结果表明,该方法可为飞行器提供长航时、连续、高精度的导航。动态飞行情况下,该方法可实现平均优于25 m的三维定位精度和平均优于0.1 m/s的速度估计精度,比相同观测时间下的惯导精度提高了1～2个数量级,显著提高了飞行器的导航精度,可为战略导航提供方法和技术支撑。     

基于速度增量序列凸化的固体运载火箭制导算法

针对高低温偏差下固体发动机推力、耗尽时间和秒耗量散布大的问题，提出了一种以速度模值增量为自变量的固体运载火箭序列凸优化制导算法。该算法以速度增量替代传统的飞行时间为自变量建立动力学模型，采用序列凸优化算法求解多约束耗尽关机制导问题，并基于速度模值增量在线辨识高低温工况，修正内弹道模型。该方法相比以飞行时间为自变量的序列凸优化算法具有更高的制导精度和鲁棒性。最后，通过某型固体运载火箭高空飞行段制导数值仿真，验证了以速度增量为变量的序列凸优化算法和内弹道修正模型的有效性。