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。     

考虑禁飞区规避的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔侧向制导问题,提出了一种考虑禁飞区规避的预测校正制导方法.纵向制导采用落点误差预测与指令校正相结合的方式,不断更新倾侧角的幅值,实时修正轨迹纵程.侧向制导设计了一种倾侧角反转逻辑的切换机制,利用航向角误差走廊和航向角导向区域控制飞行器的侧向运动.CAV-H再入滑翔飞行器制导仿真实例表明,该方法不依赖于标准再入轨迹,能够导引飞行器规避禁飞区约束.Monte Carlo仿真验证表明,在随机初始扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性.      

基于在线轨迹迭代的自适应再入制导

针对传统轨迹跟踪制导方法在再入飞行中无法较好适应导航模式切换等突变状况的问题,提出了一种能够有效应对制导系统输入信息不连续性的自适应在线轨迹生成方法。该方法通过实时的多项式拟合以及迭代过程确定满足终端约束条件的高度-速度剖面,并解算出当前飞行状态下所需的攻角与倾侧角指令,从而平稳、精确地将飞行器引导至末端能量管理段。通过对速度与能量、高度、轨迹倾角以及待飞航程等状态量建立解析关系,该方法拥有迭代速度快以及收敛性强的优势。仿真结果显示,该方法对输入信息的误差及跳变等不确定因素的适应性很强,在各类干扰情况下较传统方法拥有更高的制导精度。相较于传统轨迹跟踪制导方法,该方法在实际应用背景下显著地提升了制导的自主性与适应性。      

基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的自适应再入制导方法

针对高超声速飞行器非标称再入飞行任务的高精度自主制导问题,研究了一种基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的全自主自适应制导方法.该方法基于拟平衡滑翔条件与高精度的规划模型在线生成满足多路径约束的参考轨迹,在跟踪参考轨迹时引入符号函数法在线计算线性二次调节器的反馈增益矩阵,以获得高精度的自适应跟踪律.最后通过远程、近程两种工...     

基于自适应反演法的导弹直/气复合制导

防空导弹要求能够应对高速、高机动性等复杂对抗环境,直接力/气动力复合制导是防空导弹制导系统设计的关键技术.主要研究了直接力/气动力复合控制导弹的控制律、操纵律以及制导律,针对非线性系统,提出了一种基于自适应反演理论的控制方法;直/气复合切换逻辑采用模糊方法;末制导段应用变结构制导律.以某防空导弹为例进行仿真,结果表明该复合制导方法易于实现,对于高机动目标具有良好的制导精度,显示了该方法的有效性.     

火星探测器进入段预测校正制导方法

根据美国宇航局的计划,未来火星探测任务的要求是能确保在高精度和高海拔的火星表面着陆,而进入段所使用的制导方法是探测器能够精确着陆的关键。文章首先介绍了两种进入段制导算法——标称轨迹算法和预测校正算法,通过比较得出预测校正算法对于初始扰动的敏感性较低,但需要有较高的在线计算能力;其次,文章对于预测校正中的横向控制,纵向控制算法和航向调整算法进行了详细介绍,同时提出一种通过增加检测点的改进预测校正算法;最后对算法进行软件仿真,仿真结果表明:这种进入段预测校正制导算法在有很高不确定性的情况下仍然能体现出可靠性和鲁棒性。     

附着小行星的视线制导规律

提出了一种航天器附着（软着陆）小行星的制导与控制规律。为了保证垂直软着陆，事先规划了满足约束的理想视线与视线角轨迹，通过设计滑模变结构控制器跟踪理想轨迹，实现了在小行星表面垂直软着陆；证明了制导与控制规律的鲁棒性；最后通过数学仿真验证了提出的制导与控制规律的可行性。     

基于特征模型的再入飞行器制导律设计

研究了一种大升阻比的高超声速飞行器的再入制导问题．应用基于特征模型的自适应控制理论,提出了一种跟踪参考阻力加速度的制导方法,同时通过跟踪飞行方位角,来修正飞行器侧向航程．这种基于特征模型的自适应控制方法不需要通过数据拟合来获得气动升力与阻力的解析表达式,克服了飞行器在再入飞行中,气动数据不断变化时造成的困难．通过跟踪飞行方位角来修正倾斜角指令,可以获得比倾斜角翻转方法更精细的对侧向航程的控制能力．六自由度仿真结果表明,文中设计的制导方法可以达到调整侧向航程的目的,但其代价是损失总航程．     

基于MPSC和CPN制导方法的协同制导律

针对带有末端攻击角度约束的多导弹协同制导问题,运用模型预测扩展控制（MPSC）和协同比例制导（CPN）,设计了一种满足末端攻击角度约束的多导弹协同次优制导律。阐述了MPSC制导方法的基本理论,详细给出了控制量表达式以二次形式近似时MPSC制导律的设计过程。采用CPN对MPSC制导方法的初始控制量进行猜测,并确定协同攻击时间。仿真时考虑两枚导弹对地面静止目标进行协同攻击。仿真结果表明,两枚导弹攻击时间偏差和末端攻击角度偏差均可控制在给定范围内,即本文所设计的制导律在实现多导弹协同攻击时,还可以很好地满足末端攻击角度约束。      

结构引导的图像修复

针对粗网络引入先验知识较少使得补全的内容存在明显视觉伪影问题,提出了基于边缘结构生成器的两段式图像修复方法。采用边缘结构生成器对输入的图像边缘和色彩平滑信息进行特征学习,生成缺失区域的结构内容,以引导精细网络重构高质量的语义图像。通过在公开的图像修复基准数据集Paris Street-View上进行实验测试,结果表明,所提模型可对掩膜占比达50%的图像进行补全。在客观的量化评价指标上,峰值信噪比、结构相似度系数、L₁和L₂均值误差等数值整体优于EC、GC、SF等方法,其中,掩膜占比为0%~20%时,峰值信噪比指数达到33.40 dB,优于其他方法2.37~6.57 dB,结构相似度系数提高了0.006~0.138。同时,补全的图像纹理更清晰,视觉质量更高。      

THAAD增程型拦截弹预测制导方法

根据公开资料对THAAD增程型拦截弹建模,针对大射程的特点规划了高抛弹道,生成标准弹道族。提出了迭代预测命中点法,利用解析方法计算剩余飞行时间,基于多项式拟合法寻找标准弹道,确定预测命中点,完成预测制导任务。将迭代预测命中点法与迭代飞行时间法进行对比,迭代预测命中点法初值选取容易,程序运行时间减少20%,制导过程中无需调用标准弹道文件,节省了计算机存储空间。通过改变射程、航路捷径对预测制导方法进行仿真验证,结果表明,拦截弹拦截射程可覆盖到600 km,并且能完成存在航路捷径时的拦截任务,平均脱靶量在200 m以内,应对气动不确定性的效果良好。      

Mars entry guidance using a semi-analytical method

Future Mars missions may require improved landed accuracy to facilitate the landing site selection and finally access a region of complex terrain with high scientific return. This paper is to develop a novel, robust, and precision entry guidance algorithm for Mars entry vehicles with low lift-to-drag ratios. In the presence of large uncertainties, the entry terminal point controller algorithm can encounter severe performance degradation due to: (1) the small perturbation assumption, and (2) theoretically ignoring deviations in the atmospheric-density model, aerodynamic-force model, etc. Based on numerical technologies and the classical variation method (VM), this work develops a semi-analytical (SA) algorithm, in which combined effects of several dynamic uncertainties now can be addressed. The terminal-downrange error is predicted by a numerical predictor such that the dependence on the reference trajectory can be reduced and then the issue caused by the small perturbation assumption can be addressed. Such a predicted terminal-downrange error is finally corrected by an analytical corrector, which is designed by the VM. It is indicative that there can be no numerical iterations in the SA algorithm. Numerical results demonstrate the effectiveness of the SA algorithm.     

基于能量的高超声速飞行器再入混合制导方法

针对大升阻比高超声速飞行器滑翔再入制导问题,提出一种基于能量的混合制导方法.建立以能量为自变量的三自由度运动学方程,利用拟平衡滑翔特性将过程约束转换成倾侧角约束.纵向制导在初始下降段采用固定数值倾侧角飞行,在拟平衡滑翔段基于剩余航程随能量单调变化的特性将标准轨迹进行分段,然后分段进行在线预测校正制导.侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的倾侧角反转逻辑,以保证侧向制导精度.分析研究和仿真结果表明该方法易于实现,有效减小了制导指令的解算时间,制导和落点精度高,且对再入初始偏差及过程扰动不敏感.      

惯导测试设备及其检测

阐述了惯导测试设备的作用、种类,介绍了其典型结构及基本精度指标的概念。说明了惯导测试设备的发展趋势;总体布局向卧式发展;轴系结构向有源磁悬浮发展;台体向复合材料球形壳体发展;输电装置向滚环发展;分度元件采用高精度的感应同步器。列举了检定技术的实例,说明了其发展方向:不断提高检定精度;开展动态检定;改善测量设备对三轴空间位置的适应性。此外,管理上要制度化,名词术语与数据处理要标准化,设计与检定要相协调。     

多导弹分布式自适应协同制导方法

针对多导弹的齐射攻击问题,提出了一种具有异构"领弹-被领弹"的分布式自适应协同制导方法.该方法在局部通信和传统比例导引基础上,基于分布式网络同步原理设计了领弹和被领弹的分布式协同制导律.领弹的分布协同制导基于固定系数的比例导引律,而被领弹的分布协同制导则基于自适应可变系数的比例导引律,并设计了被领弹比例导引系数的分布式自适应调节规律.给出了5枚导弹协同目标攻击的仿真结果,验证了该自适应分布式协同制导算法的有效性.     

多导弹分布式协同制导与控制方法

针对多枚导弹三维空间协同攻击机动目标要求,提出了一种多导弹分布式协同制导与控制方法.基于网络同步原理设计了一种多导弹三维位置同步算法,将目标视作领弹,与攻击导弹组成“领弹-从弹”的拓扑结构,实现了导弹对目标的协同攻击引导.同步算法给出了惯性坐标系导弹3个方向速度的指令,基于坐标变换将其转化为自动驾驶仪可以跟踪的速度及弹道倾角指令.基于切换控制方法设计了导弹自动驾驶仪,实现了多导弹协同制导与控制的闭环仿真.仿真结果验证了该方法的有效性.