横程动态约束的预测-校正再入制导方法

针对大升阻比飞行器再入滑翔制导问题，基于预测-校正制导法，提出一种横程动态约束的侧向制导策略。利用再入过程中横程与剩余航程的近似线性关系，设计边界约束动态变化的横程走廊控制倾侧角反转。对大气密度和飞行器气动参数扰动引起的预测模型不确定性进行在线参数估计。以CAV-L高超声速飞行器为研究对象，进行再入制导仿真。结果表明，对不同航程的再入任务该制导法均能精确引导飞行器飞向目标，侧向制导倾侧角反转时机分布合理，反转次数少。Monte Carlo仿真校验了横程动态约束制导法对再入状态误差和过程扰动具有良好的自适应性和鲁棒性。     

基于改进预测校正的滑翔飞行器再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器滑翔再入制导问题,提出了一种基于高度变化率反馈的改进倾侧角校正方法。在不依赖准平衡滑翔条件下,该方法可以得到较为平滑的弹道。纵向制导采用落点误差预测校正倾侧角指令,同时以终端平衡滑翔倾侧角作为终端倾侧角,可以提高终端高程精度。横侧向制导设计了航向角误差走廊边界控制倾侧角反转,以保证制导精度。仿真结果表明,该算法制导指令解算时间小于1s,制导精度较高。     

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。     

基于虚拟落点策略的月球返回飞船再入制导方法

针对长航程大偏差状况下阿波罗再入制导算法的精度退化问题提出改进,采用数值预测-校正方法规划和调制线性参数化的倾侧角剖面,给出了一种在全航程包络内适用的月球返回飞船再入制导方法。引入虚拟落点策略,在一次再入段利用算法预测能力预测二次再入段初始侧向偏差并进行前馈补偿,给出了简便有效的虚拟落点瞄准程序。大偏差任务想定下的蒙特卡洛仿真分析表明,该算法在3000km到10000km的再入航程范围内,能够确保偏差小于3km的落点精度。     

带有时间约束的再入滑翔轨迹设计

为了满足飞行器协同飞行任务需求，本文研究了带有时间约束的再入滑翔轨迹设计方法。首先，建立了合理假设条件下的再入滑翔运动模型，并且提出了一种再入滑翔轨迹分段方法。其次，针对不同飞行段特点及任务需求，分别设计了各段导引律。其中，重点推导了滑翔段飞行剩余时间和剩余航程的解析解，将剩余飞行时间与末制导交班点速度建立对应关系，运用解析预测-校正思想，通过在时间调整段和能量调整段调节倾侧角翻转时机和幅值，同时满足末端能量和时间约束。最后，通过理论分析与仿真校验说明了本方法的有效性及鲁棒性。     

机动再入飞行器的一种预测制导方法

研究了机动再入飞行器返回地面固定目标的一种预测制导方法.利用高斯方法解算出再入过程中飞行器需要的最小速度增量,将其转换成速度坐标系下需要的气动力,通过调整其攻角以及侧滑角来达到控制飞行器的目的,从而得到了一种预测制导方法.仿真显示,此算法简单,运算速度快,具有较高的落点精度,且对大气密度的不确定性及导航信息偏差具有较强的鲁棒性.     

基于高斯伪谱方法的再入飞行器预测校正制导方法研究

为了提高再入制导的适应性和鲁棒性,提出了一种最优预测校正制导方法.根据伪谱方法将再入动力学微分方程约束转换为代数方程约束,将制导问题转换为不需要积分弹道的最优规划问题,利用Gauss伪谱法收敛速度快、精度高的特点,设计了航路点间分段优化的伪谱自适应鲁棒再入制导律,对制导律的特性进行了分析.数值仿真表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒性,仿真表明校正时间很短,具有应用于在线制导的潜力.     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹在线生成算法设计

高超声速滑翔飞行器具有再入走廊狭窄、机动能力强和再入制导实时性要求高的特点。针对再入走廊多约束问题,分析了不确定因素下再入走廊约束转化成倾侧角约束的问题。利用禁飞圆切线法预测总航程,结合航向角误差走廊控制横向突防轨迹,设计了三维耦合突防轨迹在线生成方法。仿真结果表明,迭代2~3次即可获得满足约束条件的大范围机动再入轨迹。     

飞船跳跃式再入第一次再入能量管理方法

针对探月飞船跳跃式再入第一次再入能量管理问题,设计了一种能量管理方法。首先,采用大倾侧角再入,快速进入能量管理阶段;然后,对能量耗散速度进行控制,并预估跃起点的能量以确定飞船的跃起时机;最后,在能量管理结束后按设计指令过渡到跃起点。为检验能量管理方法的有效性及鲁棒性,基于标准轨迹法设计制导律,并进行仿真分析。仿真结果表明,该能量管理方法能改善轨迹跟踪性能,提高再入制导方法的精度和鲁棒性,并避免飞船在一次再入和二次再入过程中出现较大过载的现象。     

RLV再入混合制导方法研究

提出可重复使用跨大气层飞行器（RLV）再入混合制导方法，该方法将再入轨道在线生成技术、基于阻力加速度飞行剖面的跟踪制导技术和数值预测制导技术有机结合。其中再入轨道在线生成能够向轨道预测制导算法提供初值，以加快轨道预测制导算法收敛速度；轨道跟踪控制器控制再入吸热，使再入轨道满足再入走廊约束；而数值预测制导算法则对再入轨道进行快速预报，生成合适的制导指令，将RLV导向目标。给出了RLV再入混合制导的具体算法，并对Marshall航天中心先进制导与控制项目所提出的九种再入情况进行了初步仿真，结果表明所提出的RLV再入混合制导方案是可行的。     

带落角落速约束的导弹虚拟期望落角末制导律

为解决导弹末制导阶段同时考虑落角和落速约束时带来的过载需求大、落速散布广的问题,提出一种基于虚拟期望落角的末制导律。首先,提出虚拟期望落角的概念,设计过渡函数降低末制导初期过载需求；然后,分析过渡函数各参数对落角、落速影响,设计预测-校正算法计算期望参数；为了提高预测效率与精度,使用深度神经网络离线训练弹道数据集。实际飞行中,基于扩展卡尔曼滤波在线辨识气动参数摄动,提高算法的适应性。蒙特卡洛仿真结果表明,所提出的算法能够降低末制导初期过载需求。在满足落角约束与位置精度的前提下,落速控制精度在±15 m/s以内。     

基于航迹关联的抗角闪烁跟踪算法研究

角闪烁背景下，高分辨雷达在近距离跟踪阶段存在不能精确跟踪的问题。针对此问题，分析了基于距离高分辨的单脉冲测角方法，并在此基础上，结合距离向强散射点的幅度特征，提出了一种基于航迹关联的抗角闪烁跟踪算法。算法首先对和通道、方位差通道、俯仰差通道的回波信号分别进行脉压和相参积累；然后在和通道的高分辨一维距离向上实现目标强散射点的检测，依据幅度进行排序并输出各点的距离信息和角度信息；最后利用联合集成概率数据互联算法作为目标跟踪滤波算法进行跟踪。本文通过对ku波段实测数据中入射余角为60°~69°的近距离跟踪部分进行分析，将所提算法与卡尔曼滤波跟踪算法进行了对比，仿真结果表明，本文算法使多目标跟踪的精度得到了提高，具有更好的角闪烁抑制性能。     

再入制导和弹道跟踪误差分析

新一代可重复使用运载器对再入制导提出了更高地要求。目前的空间运输系统证明基于阻力加速度的制导方法是行之有效的。其基本概念是跟踪基准阻力加速度包线，在飞行过程中可根据需要更新这个包线。跟踪适当的阻力加速度包线保证了飞行器可以飞行准确的距离达到目标，同时满足弹道约束。在横向上，我们可采用类似于美国航天飞机的倾斜反转逻辑或航向角跟踪技术。本文推导出了基于反馈线性化的控制算法，并将其应用于可重复使用运载器纵向和横向的制导。最后，我们分析了阻力加速度跟踪的误差。     

带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究

针对需要满足一定入轨姿态约束的发射任务,研究一种带有入轨姿态角约束的迭代制导算法在运载火箭中的应用。该制导算法在传统迭代制导算法的基础上,将控制姿态角的最优解析表达式,通过二阶近似,展开为与时间相关的二次函数,可以同时满足入轨点速度、位置和姿态角约束。阐述了迭代制导的基本原理,给出带有姿态角约束的迭代制导算法的推导公式。在有相同姿态角约束的条件下,该算法能够保证入轨精度,与传统迭代制导算法相当,且对姿态角约束有较好的控制效果,运载能力损失较少。仿真结果表明,该算法对故障工况及不同姿态角约束具有一定的适应能力。     

能量最优的航天器连续动态避障轨迹规划

针对传统脉冲避障算法在航天器轨迹规划应用中存在对瞬时推力依赖性强且燃料消耗量大的问题,提出能量最优的连续动态避障算法。该算法首先基于线性相对运动方程与有限时间的能量最优模型,建立了相对运动能量最优模型,同时验证了模型最优性;其次将动态障碍物的 y 向运动误差偏移与正态分布概率引入避碰安全距离模型,修正了追踪航天器动态避障的范围,确定了安全距离矢量长度,增强了规避障碍的可靠性;最后通过障碍物速度矢量与追踪器航天器速度矢量夹角确定动态避障点方向,减少燃料消耗的同时提高了避障的有效性、准确性。通过仿真验证,该算法可以自适应选取规避障碍点,有效规避动态障碍;工质燃料消耗较小,有效延长航天器在轨寿命。     

逆轨拦截机动目标的三维最优制导律

以大气层内导弹逆轨拦截高速机动目标为背景,本文运用最优控制和双曲正切函数设计带角度约束的三维最优制导律。分别假设导弹弹道倾角和弹道偏角保持瞬时恒定,将三维制导分解为两个相互垂直平面内的二维制导。考虑导弹速度时变的情况,建立带角度约束的制导方程。设计一种双曲正切函数的变种,并将其设为脱靶量和角度约束的权重系数,根据极小值原理推导了最优制导律的解析表达式。双曲正切函数变种的引入,使得制导律对脱靶量和角度约束的要求是逐渐增强的,可以解决传统最优制导律初始段过载指令过大的问题。仿真结果表明了该制导律的有效性。     

火星进入段纵向脱敏局限性分析与三自由度脱敏设计

针对火星进入段制导存在的“进入状态偏差”问题进行脱敏轨迹设计研究,以增强制导鲁棒特性,提升末端状态精度。首先分析倾侧角反转逻辑对弱机动能力航天器制导精度的影响,结果表明, 存在倾侧角调整性能约束时,反转逻辑会引起末端状态偏差并使系统对进入状态偏差敏感度上升,当制导采用现有纵向脱敏方法时其影响尤为突出,会导致严重失效问题;然后在解决敏感度传播奇异问题的基础上提出三自由度脱敏设计。其主要思路是轨迹优化中采用三自由度动力学方程,而敏感度罚项仍由纵向敏感度传播方程得出。蒙特卡洛仿真结果表明本文方法对进入状态偏差具有显著增强的鲁棒性能。     

一种优化PWPF调节器在动能拦截器末制导中的应用研究

应用PWPF(Pulse Width Pulse Frequency)调制技术研究空间动能拦截器的末制导律设计问题。针对PWPF调节器参数设置上的局限性,提出了一种非线性优化目标函数,综合考虑了PWPF调节器的线性工作区要求及脱靶量、燃料消耗量等制导系统的性能指标要求。利用提出的优化目标函数,应用遗传算法对PWPF调节器参数进行优化设计,并进行了仿真研究。仿真结果表明了该方法的有效性。