超声速反舰导弹末端非平面机动研究

基于过载控制技术，对超声速反舰导弹的末端非平面机动进行了研究，包括摆式机动和螺旋机动。对于每种机动方式．提出了控制信号的计算方法，并举例进行了仿真研究。仿真结果表明，采用过载控制设计的反舰导弹可以实现各种末端非平面机动，在提高反舰导弹的突防能力方面具有很大的潜力。     

基于NBF网络的导弹航向平面滑模控制导引一体化

提出了一种反舰导弹针对水面机动目标的航向平面控制导引一体化设计方案。建立了航向平面的一体化控制导引模型,然后基于NBF网络切换增益调节和滑模控制的思想进行了控制导引律的设计,为了验证该一体化设计的有效性和正确性,进行了仿真计算。仿真结果表明,针对高机动的水面目标命中精度很高。     

反舰导弹航向平面控制导引一体化设计

提出了一种反舰导弹针对水面机动目标的航向平面控制导引一体化设计方案。建立了航向平面的一体化控制导引模型．然后基于反演和变结构控制的思想进行了控制导引律的设计，为了验证该一体化设计的有效性和正确性．基于某型导弹进行了仿真计算。仿真结果表明．针对高机动的水面目标时的命中精度很高。     

战斗机曲线跟踪数值仿真模型研究

建立了应用于空战数值仿真的战斗机曲线跟踪的数学模型。首先介绍了机动平面与瞄准平面的概念．给出了它们相重合的条件。导出了战斗机以调整速度进行曲线跟踪时的需用过载，及以最大转弯角速度进行曲线跟踪时的需用过载。根据导引运动学原理，讨论了战斗机为实现武器发射应进行的机动飞行。利用该模型对空战过程进行了数值仿真．仿真结果表明．所建立的数学模型是可行的。     

导弹靶弹弹道机动变轨通用控制指令设计

导弹进行一定强度的机动飞行,就能够提高突防能力,因而,在军事训练中需要具有末端机动变轨能力的靶弹.针对靶弹机动变轨弹道的设计问题,提出变轨通用控制指令设计形式,利用此设计可使靶弹位移与过载指令控制信号协调配合,控制靶弹实现跃升机动、蛇行机动、摆式机动和螺旋机动等变轨形式.通过仿真证明,此设计的变轨弹道通用控制指令,可以满足靶弹跃升机动、蛇行机动、摆式机动和螺旋机动等各种变轨形式的弹道设计要求.     

反舰导弹末端立体机动的质心控制指令设计

比较了几种末端机动控制方式的不同,分析了它们的应用场合.采用姿态控制下的质心控制方式,在增益调度PID控制系统作用下,实现了侧向平面、纵向平面与斜平面内的蛇行机动,以及非平面的螺旋机动、椭圆螺旋机动等形式,给出了一体化公式,并在VC 下进行了六自由度非线性模型的全弹道仿真.     

基于扩张状态观测器的动态逆过失速机动飞行控制

针对飞机过失速机动飞行控制问题,提出了一种将动态逆与扩张状态观测器相结合进行扰动估计补偿的新思路。根据时标分离原则将飞机状态分为快变量和慢变量,并分别设计了两个回路的动态逆控制器。在快慢回路分别引入扩张状态观测器对系统的不确定部分进行估计补偿,抵消不确定部分对系统动态特性的影响。最后对控制律进行了过失速机动仿真。结果表明,在存在较大参数摄动情况下,设计的控制律能控制飞机跟踪控制指令,表现出良好的稳定性和鲁棒性。     

飞机航路飞行的自动飞行仿真

给出了航路飞行自动飞行仿真的总体框架,介绍了采用分段线性函数描述控制指令的机动指令生成器算法,对机动指令跟踪器的控制律结构进行了设计,并对其参数进行了整定与调整。采用飞机六自由度模型对航路飞行过程进行了自动飞行仿真。仿真结果表明,飞机能够较好地完成航路飞行仿真任务。     

基于深度迁移强化学习的无人机投放自主引导机动控制算法

针对无人机精确投放引导问题，本文提出基于深度迁移强化学习的无人机投放自主引导机动控制算法，分别建立基于马尔可夫决策过程的引导机动决策模型、引导机动评估模型等，并设计基于迁移学习和课程学习的引导机动策略训练方法，拟合基于深度学习的引导机动策略和评估网络，最后开展仿真训练和验证试验。仿真结果表明，该算法实现了无人机在任意姿态和位置条件下，能够自主规避区域威胁并自主引导至目标投放点，成功完成投放瞄准任务，有效地提升了无人机投放引导机动控制的自主性。     

基于喘振裕度估计模型的发动机高稳定性控制

为解决超机动飞行中发动机喘振裕度不可测量的难题,提出一种发动机喘振裕度的建模方法.喘振裕度的模型分为常规飞行时的无畸变模型与超机动飞行时的损失量模型两部分.无畸变模型是基于喘振裕度特征选择算法筛选最优模型输入,以非线性拟合方法建模实现;损失量模型则基于在线攻角预测模型实时评估发动机进口畸变度,进而计算获得.而后利用上述估计模型对发动机的稳定性进行实时预测,在不改变发动机原控制回路的基础上,对涡轮落压比控制指令进行喘振损失补偿,实现高稳定性控制.最后,通过大攻角机动飞行的数字仿真,验证了上述方案可以准确控制发动机喘振裕度在11%~13%,保证了发动机工作的稳定性和高效性.      

基于变结构控制理论的航向平面导引规律设计

基于变结构控制理论．针对小型水面机动目标，设计了一种新的导弹航向平面导引律．并对导引律中所需要的目标运动信息给出了估算方法。由于导弹的动态特性对脱靶量有较大影响，为此．本文还研究了导弹动态特性补偿的方法。仿真结果表明．在导弹的动态响应特性较好的情况下，该导引律能提供很高的命中精度；在导弹的动态响应特性很差的情况下，对动态特性补偿后，仍可得到很高的命中精度。     

一种大气层内拦截弹自适应滑模制导律研究

针对大气层低空动能拦截弹,结合导引头测量信息特点,设计了一种对付机动目标的自适应滑模制导律,并利用模糊控制理论,给出了消除抖动的方法。在此基础上,通过仿真计算研究了对螺旋机动弹道目标的拦截能力,结果表明该制导律能较好地抑制相对视线转率,同时可以基本消除由于目标机动所引起的制导律抖动现象,脱靶量满足直接碰撞的要求。     

基于Backstepping和扰动观测器的导引律

考虑目标机动和自动驾驶仪动态特性等情况,基于扰动观测器(DOB)技术及Backstepping的设计思想,提出了一种新型的三维导引律。运用Backstepping的设计思想,将包含驾驶仪动态特性的制导环路分为外环和内环两个环路。将目标机动及俯仰和偏航平面间的交叉耦合项当成外环扰动,将驾驶仪参数不确定当成内环扰动,分别设计内外扰动观测器将它们估计出来,利用估计值做前馈补偿得到的外环控制器可抑制目标机动对制导精度的影响及实现两个平面的解耦控制,内环控制器补偿驾驶仪动态特性对制导精度的影响。导引律的设计在于使得导弹的实际加速度跟踪上外环的虚拟控制。仿真结果表明:在目标做大机动、考虑驾驶仪动态特性的情况下,这种导引律仍然具有良好的制导精度。     

Ideal proportional navigation for exoatmospheric interception

Ideal proportional navigation (IPN) is a natural choice for exoatmospheric interception for its mighty capture capability and ease of implementation. The closed-form solution of two- dimensional ideal proportional navigation was conducted in previous public literature, whereas the practical interception happens in the three-dimensional space. A novel set of relative dynamic equations is adopted in this paper, which is with the advantage of decoupling relative motion in the instantaneous rotation plane of the line of sight from the rotation of this plane. The dimension-reduced IPN is constructed in this instantaneous plane, which functions as a three-dimensional guidance law. The trajectory features of dimension-reduced IPN are explored, and the capture regions of dimension-reduced IPN with limited acceleration against nonmaneuvering and maneuvering targets are analyzed by using phase plane method. It is proved that the capture capability of IPN is much stronger than true proportional navigation (TPN), no matter the target maneuvers or not. Finally, simulation results indicate that IPN is more effective than TPN in exoatmospheric interception scenarios.     

机动弹头气动布局的一种新思路

常规的全动舵面机动弹头在再入飞行过程中,舵缝隙和舵轴附近的热环境特别恶劣,舵轴在承受巨大的弯扭力矩的同时,还必须解决所面临的严重的烧蚀防热问题,舵的设计往往成为影响弹头技战术性能的严重制约因素.本文提出了一种新型伸缩舵面机动弹头气动布局设计新理念,避免了普通全动舵面布局方案中舵轴设计面临的严峻的热环境和力环境等问题,而且还可以只通过这两片舵面实现对弹头的姿态和升力大小及方向的控制,从而实现对弹道的三维控制,是一种很有前途的机动弹头布局新思路.     

可变弯尾飞行器空间螺旋机动的实现

可变弯尾飞行器具有气动控制独特、机动范围可调等特点,是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。可变弯尾飞行器不仅可以实现射面内的拉起和下压机动,还可以利用入轨时起旋与尾部的上下摆动实现空间的螺旋机动,并且可以在不起旋时利用可变的弯尾部分进行绕球铰的空间转动使飞行器产生空间螺旋运动。通过气动力工程预测方法与飞行器六自由度弹道的耦合计算,研究了此类飞行器在再入过程中的螺旋运动、稳定性及飞行特性。     

Three-dimensional Large Landing Angle Guidance Based on Two-dimensional Guidance Laws

 Both the design process and form of the three-dimensional (3D) suboptimal guidance law (3DSGL) are very complex. Therefore, we propose the use of two-dimensional (2D) guidance laws to meet the guidance requirements of 3D space. By analyzing the relationship between the flight-path angle and its projections on OXY and OXZ planes, we obtain the ideal design requirements of the guidance laws. Based on the requirements, we design a 2D suboptimal guidance law used in the horizontal plane; combining the 2D vertical suboptimal guidance law, we create a whole ballistic simulation of six degree-of-freedom. The results are compared with those using other three guidance modes in the case of large windage of the initial azimuth angle. When the proportional navigation guidance (PNG) law is used in the horizontal planes, the landing angle will obviously decrease. With the proposed guidance mode, the large landing angle can be realized and meet the guidance precision requirements. Moreover, the required overload can decrease to meet the control requirement. The effects of the proposed guidance mode are close to that of 3DSGL despite its very simple form.