椭圆轨道航天器自主接近的制导律研究

椭圆轨道自主交会接近制导律问题是当今空间技术领域中的一个研究不足。基于T\|H方程 ,设计了两种仅利用相对运动信息、控制力定常的椭圆轨道自主接近制导律：滑模制导律和 势函数制导律。从两种制导律的特性分析,滑模制导律对系统的运行轨迹更加苛刻,而势函 数制导律更加充分地利用了系统的自由运动,具有更好的控制性能。数值仿真结果也表明： 对 于相同的制导目标、制导时间和制导精度,势函数制导律所需的喷气开关次数和速度增量均较少。     

用于大型运载火箭的迭代制导方法

本文针对运载火箭快速控制问题,介绍应用最优控制理论,导出满足空间制导要求的一种路线自适应制导方法——迭代制导方法。文中叙述了该方法的基本思想和基本结论。给出了一组近似最优制导方程。并且结合发射地球卫星,介绍了一个迭代制导方案,列出了迭代制导方案的工作程序,以及模拟计算得出的制导精度。从而表明,迭代制导方法的制导精度较Delta最小制导方法的制导精度高得多,是一种可供广泛用于运载火箭制导的新方法。     

电视制导侵彻炸弹落角约束变结构反演制导律设计

针对电视制导侵彻炸弹需要弹着角控制的要求,提出了带落角约束的变结构反演制导律。通过数学仿真,讨论了制导律参数对制导效果的影响,并检验了制导律在不同投弹条件和不同期望落角下的制导效果。仿真结果表明了该制导律的鲁棒性和有效性。     

液体火箭上升段制导方法的发展综述

介绍了液体火箭上升段制导方法的发展历程。从飞行任务需求、控制计算理论、箭载计算平台3个角度，梳理了大气层内外上升段制导的开发背景和驱动力。在大气层外制导部分，介绍了迭代制导、动力显式制导和数值最优制导的工作原理、存在问题和改进策略。在大气层内制导部分，介绍了常用的摄动制导方法和降低气动载荷的减载控制策略，讨论了闭环轨迹优化在大气层内制导中的应用。最后，展望了上升段制导方法未来的发展方向，探讨了数值规划和机器学习技术在上升段制导中的应用前景以及制导方法的几个发展方向，如智能化、可靠数值化等。     

空间飞行器离轨的一种组合制导方法

为适应离轨中较大的初始误差和离轨过程干扰,提出了空间飞行器离轨制动的一种高精度组合制导方法。采用包括最优初制导和高精度末制导的多种制导律分段制导,前期采用燃料最省的开环初制导以脱离原轨道,后期采用基于标称轨迹的高精度实时闭环制导,给出了组合制导的模型。由开环和组合两种制导方法的仿真结果可知:组合制导法具较高的制导精度和较强的鲁棒性,且计算量适中,易实现,有较大的工程应用价值。     

侵彻制导武器终端多约束最优制导律

针对侵彻型制导武器终端多约束制导问题,建立包含一阶弹体动力学的多约束制导模型,采用最优控制方法推导终端多约束制导问题的通解。根据终端约束与罚函数的关系,求解了实际工程中关心的3种最优制导律,并结合当前主流制导控制体制,在小角假设下,将其表述为便于工程实现的形式,即包含弹体动力学的最优比例导引制导律、弹道成型最优制导律和终端多约束最优制导律。理论分析和典型末制导条件仿真表明,后2种制导律可为侵彻制导武器终端位置与角度双约束以及位置、角度与加速度多约束制导问题提供理论基础和工程应用参考。     

终端角度约束制导及制导控制一体化方法综述

针对制导武器终端角度约束下的制导方法和制导控制一体化方法进行综述。首先，对比分析了几种典型的终端角度约束定义，针对二维、三维交战场景构建了面向终端角度约束的制导及制导控制一体化设计的状态空间模型；其次，针对终端角度约束下的制导方法以及制导控制一体化设计方法进行分类、归纳总结与对比；最后，针对终端角度约束制导和制导控制一体化设计中存在的多约束落角控制、信息估计、落角范围估计、协同制导等问题进行了展望。     

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。     

PN制导律多模型自适应辨识滤波方法

针对导弹主动防御应用中拦截导弹制导行为辨识问题,提出一种比例导引（PN）制导律多模型辨识滤波方法,对拦截导弹加速度和制导律导航常数进行辨识。采用非线性可观性理论对制导模型的可观性进行了分析。得出在拦截导弹使用PN制导律时,制导模型可观的充要条件。与以往工作相比,该方法考虑了拦截导弹末制导初期由于瞄准误差校正而引起的控制器饱和现象,在拦截导弹执行器处于饱和或退出饱和阶段都能精确对制导律进行辨识。另外,以往工作假定PN制导律常数已知,该方法将PN制导律常数当做制导模型的一个状态进行估计。仿真结果校验了所提方法的性能。     

飞行器制导方式研究和仿真实现

在拦截问题中，拦截器经初、中制导阶段，进入末制导阶段。主要研究末制导段两种方式的制导律，即滑动模态制导律和趋近零控拦截曲面的制导律。应用Matlab与STK软件对使用上述两种制导律的航天器的追踪问题进行了联合仿真，给出了可视化的结果。仿真结果显示出，这两种制导律都能满足制导精度要求。     

考虑自动驾驶仪动态特性的含攻击角约束的反演递推制导律

针对制导武器需要攻击角度控制的要求及自动驾驶仪动态特性对制导效果的不利影响,提出了考虑自动驾驶仪动态特性补偿、具有末端攻击角约束的反演递推制导律。首先结合反馈线性化技术,利用本文推广的积分反演定理设计了二阶子系统的虚拟控制律;然后进一步应用反演递推方法推导了考虑自动驾驶仪动态特性的含攻击角约束的制导律,并通过李雅普诺夫稳定性理论详细地证明了该制导律对于视线角和视线角速率的指数收敛特性。在实例应用仿真中,给出了该制导律的具体实现方法,比较了该制导律与其他制导律的制导性能,检验了该制导律对不同作战任务的制导效果。仿真结果表明,该制导律具有良好的性能和工程应用推广价值。     

基于改进拍卖算法的空空导弹制导权移交技术研究

针对多机协同空战中的空空导弹制导权移交问题,构建了协同制导平台对目标及空空导弹的制导优势模型,建立一种空空导弹制导权移交问题的数学模型.基于多智能体协同理论,提出了一种基于拍卖算法的空空导弹制导权移交方法,解决了协同制导中的资源分配和冲突消解等协作问题,具计算量小、通信量低和动态性高等优点.算法同时考虑制导优势和付出代价,协同制导平台选择方案较合理.仿真结果验证了方法的合理性和有效性.     

基于变结构控制的三维视线指令制导律设计

指令制导在区域防空中得到了广泛的应用,而视线指令制导是指令制导中最常用的方式。传统设计方法使用二维模型,并把弹体简化为质点,模型和实际系统有较大的出入。根据视线指令制导的三维六自由度拦截动力学模型构造了系统的状态方程和跟踪误差,将拦截问题转化为一个时变非线性系统的误差跟踪问题,使用变结构控制理论设计了制导律。并仿真验证了制导律的制导效果。     

一种空间拦截卫星的制导方法研究

研究了一种用于拦截卫星的中制导和末制导方法。首先在已有卫星运行轨道上适当选择一点作为预定拦截点。拦截飞行器先采取垂直上升,然后进入中制导过程,采用Lambert制导中的最小能量策略,将其导入一个含预定拦截点的椭圆轨道,直到拦截飞行器上的导引头捕获并持续跟踪目标时转入末制导,末制导过程选用滑模变结构制导律进行控制。最后对设计的制导方法进行仿真分析,验证了该方法的正确性和有效性。     

大着地角三维次最优制导律研究

二维的制导律组合,无法实现三维的大着地角要求。基于二维大着地角次最优制导律的制导 原理,采用矢量计算的方法,对二维次最优制导律进行了拓展,给出了考虑着地角、脱靶量 和控制能量等多约束条件的三维次最优制导律。利用设计所得三维制导律,进行了制导炮弹 六自由度全弹道仿真。在初始方位角偏差较大的情况下,将计算结果与另外两种制导律模式 进行了比较：纵向横向都使用比例导引律时,所得弹道已经不能满足制导炮弹的要求;纵向 使用次最优制导律横向使用比例导引律时,由于ZY面上的弹道倾角要求无法体现,着地角会 明显减小,制导精度将受到影响;而使用设计所得三维制导律时,在一定范围内,弹道末段 可以在三维空间保持大的着地角,一方面能够满足制导的精度要求,另一方面可以降低需用 过载以满足控制要求,提高了制导炮弹的打击效果。〖JP〗
     

一种适合无动力飞行器的复合制导律与仿真研究

针对无动力飞行器的"无动力"特点,提出了中制导与末制导相结合的复合制导方案.中制导通过寻优算法实时解算最优攻角使飞行器升阻比最大,以充分利用飞行器气动力增加前飞距离;末制导采用模糊变结构制导律,通过模糊控制技术,自动选取制导律切换项的强度,以达到削弱抖振的目的,从而有效解决有末端落角约束的精确末制导问题,使得无动力飞行器的射程和落角姿态都达到满意效果.以某型SINS/GPS制导炸弹为例进行了仿真计算,仿真结果表明该方法的合理性与正确性.同时,该制导方案简单、实用性强,有很好的工程应用前景.     

制导弹药指令制导干扰技术研究

指令制导是提高制导弹药命中和毁伤概率的关键.介绍了制导弹药指令制导技术及其抗干扰措施,对指令制导干扰技术进行了分析,确定了主要干扰样式.     

火星进入段自适应预测校正制导方法

针对火星进入段预测制导收敛性和可解性问题,给出基于一阶特征模型的全系数自适应预测校正制导律。该方法首先通过时变动态增益变换技术大幅度降低预测误差与制导修正量之间的时变动态增益;然后对变换后的系统建立修正量与广义航程误差间的一阶特征模型,应用全系数自适应方法估计一阶特征模型系数并求取制导修正量;再由标称制导剖面和制导修正量确定纵向制导输出,横向制导采用传统的漏斗边界制导方法。本文方法每个制导周期仅执行一次预测制导,依靠自适应控制的逐次逼近实现制导的收敛性,避免了基于迭代的传统预测校正制导方法的收敛性问题。针对预测校正制导收敛性这一国际上的难题,本文首次证明了全系数自适应预测校正制导律的收敛性。最后针对火星进入点多种初始误差的组合,以及火星大气密度和探测器气动参数的偏差,进行了多条轨迹的仿真。结果表明,全系数自适应预测校正制导具有较高的精度,在计算时间上也要优于基于迭代的预测校正制导方案,更加适合在工程上的应用。     

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。     

一种综合优势下的空空导弹接力制导混合优化方法

基于综合制导优势函数提出了一种接力制导的遗传粒子群混合优化方法。通过建立飞机对导弹的优势模型、飞机对目标的态势优势模型、敌方飞机对我方飞机的威胁度模型以及作战飞机效能优势模型四个子模型,给出了作战飞机综合制导优势评估模型。结合接力制导约束条件,建立以综合制导优势最大为目标的空空导弹中制导权移交决策模型,并给出了基于遗传粒子群混合算法的空空导弹接力制导优化方法。最后,对八架飞机接力制导四枚空空导弹的情况进行仿真,验证了该模型及算法的有效性和正确性。