一种面向复杂探测环境的新型分体式制导策略

针对单一寻的飞行器在具有探测干扰屏障的制导场景中难以精确探测目标的问题,提出一种新型分体式制导策略。该策略采用两个飞行器分别完成对目标的观测与拦截,二者通过合理的信息交互与轨迹配合,从而令拦截器能够间接获取高精度制导信息。首先对分体式制导策略进行数学描述,建立分体相对运动模型和探测模型;然后将拦截器与目标间相对运动状态估计的Cramer-Rao下界作为探测性能指标并进行理论分析,从而指出观测轨迹是提高目标探测性能的关键因素;进而综合考虑目标探测性能与观察器的燃料消耗,将观测轨迹设计问题描述成一个动态多目标优化问题,并给出一种分解优化算法以提高求解效率;最后,仿真飞行算例验证了分体式制导策略的有效性。     

空间拦截攻击区和威胁区仿真研究

基于冲量变轨理论,建立了天基动能拦截器通过一次变轨机动拦截目标的轨道机动模型,提出了攻击区和威胁区的概念,并给出了确定攻击区和威胁区的数值搜索算法.通过仿真计算,分别对不同的拦截时间和机动能力约束条件下攻击区和威胁区进行了仿真分析,结果表明,利用本算法能够方便地得到动能拦截器的攻击区和目标的威胁区,为拦截的实现提供必要的决策条件.     

高超声速目标拦截末段交战窗口快速生成方法

针对高超声速目标拦截问题，提出了拦截器的末段交战窗口(TEW)快速生成方法，该窗口表征了所有可行的末段交战阵位。首先，针对高超声速非机动目标建立了解析形式的拦截条件。在此基础上，针对非机动目标和机动目标，依次推导了TEW边界的解析方程。同时，根据拦截器的最小和最大初始航向角，定义并计算了TEW内所有位置的可控裕度。最后，通过对高超声速目标TEW仿真，验证了所提出方法的有效性，并分析了TEW边界和可控裕度的影响因素。与传统数值方法相比，本文解析方法生成的TEW边界一致，但计算耗时大幅减小，具有在线使用的潜力。此外，仿真结果也表明，当目标信息存在测量误差时，所提出的TEW生成方法依然有效。     

战术导弹防御中的拦截交会角约束研究

由于拦截器侧向发动机纠偏能力的限制及TBM的初始位置误差的影响,拦截交会角需要满足一定的范围才能命中目标.本文研究了战术导弹防御的拦截交会角约束问题,提出了一种运动学几何分析方法,推导了TBM的初始位置误差引起的横向偏差与拦截交会角的解析关系,分析了拦截交会角对末制导段纠偏的影响,确定了可命中目标允许的拦截交会角范围.通过仿真计算和分析,论证了该方法的有效性.     

远程拦截飞行诸元快速装订算法

传统诸元解算仅强调终端打击精度而忽略目标的高速运动趋势,易引起拦截末段过载饱和,影响拦截效能。为解决此问题,针对多级推进的地基远程拦截弹结合解析计算和数据拟合算法,设计一种基于预测拦截点(PIP点)的在线诸元计算方法。首先,该方法通过引入拦截弹到达PIP点时弹目速度交会角约束,基于椭圆弹道理论实现对关机点参数解析求解,进而利用目标距PIP点飞行时间约束设计收敛策略,快速确定发射时刻,求解出发射方位角初值。然后,结合离线建立的近似解析多项式,完成飞行诸元初值求解。最后,利用牛顿法仅少数步迭代即可确定出拦截弹发射诸元精确值。六自由度仿真表明,该方法不仅具有很好的在线能力,拦截精度高,而且适用于大范围机动发射。     

多星博弈拦截Nash和Pareto策略研究

针对多星博弈拦截问题,基于微分博弈对策研究了各航天器的博弈策略。分别讨论了多颗拦截器的非合作Nash反馈策略,以及合作Pareto反馈策略。首先针对Nash均衡,各拦截器以终端零控脱靶量为指标设计了博弈策略,而目标的策略以终端脱靶量的加权和进行设计。进一步,考虑各拦截器采取合作方式进行拦截,相应的博弈策略基于单一指标的凸组合进行设计,而目标的策略保持不变。通过比较,Nash反馈策略与Pareto反馈策略相同,使得拦截器可以采取非合作模式实现合作拦截的目的。最后仿真分析了2颗拦截器对同一目标进行拦截的博弈态势,表明了本文提出的博弈策略对多星博弈问题的有效性。     

一种弹道拦截的HP滑模制导律

为了解决拦截器导引头探测由于高速作战引起的干扰问题,一种新的拦截制导方法HP(Head Pursuit)制导正逐步发展起来,这种导引方法是将拦截器导引到目标轨道的前方进行拦截,要求拦截器的速度低于目标的速度,因此可以消除拦截器的气动加热问题,从而降低对拦截器探测设备的要求.在分析了目标和拦截器的运动学模型的基础上,提出了HP导引律的设计方案.并且根据滑模变结构控制具有鲁棒性的特点,设计了HP滑模变结构制导律,通过拦截器拦截目标弹道数字仿真,验证了制导律的正确性.     

天基信息引导下反导武器系统拦截窗口分析

基于分析天基信息对反导武器系统的引导方式和引导精度,提出了能够评估拦截效能的反导武器系统拦截窗口的计算方法;建立了不同预警方式下的预警信息发出时刻和天基信息引导下的武器系统雷达发现目标时间的计算模型。通过仿真表明天基预警信息能够为反导武器系统提供充足的作战准备时间,在天基引导信息引导下,武器系统跟踪制导雷达能够更准确快速地跟踪制导雷达发现目标,改善引导信息的精度,增大拦截时间窗口和空间窗口并提高拦截弹拦截更远射程目标的能力。     

侧窗探测动能拦截器末段轨控方案

针对侧窗探测动能拦截器(SWDKKV)的末段轨控问题,基于变结构控制理论提出了一种新的轨控方案。首先考虑侧窗约束,建立了三维空间下的轨控模型。随后,针对侧窗探测动能拦截器只能输出定常开关推力及具有姿态定向约束的特点,提出了一种新型变结构滑模面,基于所提出的滑模面设计了适合于末段拦截的bang-bang形式的轨控方案,采用Lyapunov稳定性理论严格证明了所提出方案的稳定性。为了降低喷气消耗,设计了滑模死区,且研究了能够保证命中精度的滑模死区的参数取值范围。仿真结果表明,所设计的轨控方案可确保动能拦截器直接撞击目标,设置滑模死区可以在保证命中精度的同时降低喷气消耗。     

基于滑模控制理论的前向追踪制导律研究

高超声速目标速度快,机动性高。使用传统拦截方式对目标进行拦截的难度过高,导致拦截精度下降。为了对高超声速目标拦截具有更高的制导精度,本文采用前向追踪拦截的方式对目标进行三维动态拦截仿真。根据目标与拦截器的运动学及动力学原理建立前向追踪拦截动态模型,该模型要求将低速拦截器置于高速目标之前;设计了一种基于滑模变结构控制理论前向追踪制导律,该制导律通过控制拦截器的法向加速度控制其飞行方向,从而达到拦截的目的;分析目标机动与非机动时拦截器的动态特性,并对目标在机动与非机动时与拦截器的运动轨迹及相关参数进行仿真,仿真结果验证了制导律的可行性。     

面向临近空间高机动目标的改进预测命中点规划方法

研究面向临近空间高超声速目标的预测命中点设计问题,考虑到高超声速目标机动能力强,拦截系统的目标预报弹道中存在多次出现斜距相同的情况,导致基于斜距的预测命中点设计方法不适用。通过引入目标弹道预划分手段,保证在每个预测命中点搜索区间的斜距具有单调性,以便可以快速有效搜索到预测命中点,解决当前方法的局限性。结合拦截弹的标准弹道族计算,提出了基于目标弹道预划分的改进预测命中点设计方法。在此基础上,考虑到延时发射,通过状态转换的方法,将三维平面进行降维处理,获得标准弹道族与目标弹道的所有位置重合点,并通过两者飞行时间时长对比筛选出可行拦截弹道方案,从而获得发射时间窗口。最后,通过开展仿真分析说明了提出方法的有效性。     

运载火箭推力故障不确定性下轨迹可达包络分析

针对运载火箭突发推力故障且故障存在不确定性的轨迹设计问题,提出了一种基于状态转移张量法(STT)的故障火箭轨迹可达包络分析方法。首先,建立了推力故障火箭的运动模型,通过构建故障火箭轨迹重规划问题,基于序列二次规划法获得了不考虑故障不确定性的重规划轨迹; 其次,基于线性协方差对非线性系统的不确定性传播进行建模,并对模型进行线性化,在此基础上提出了基于SST的运载火箭轨迹可达包络分析方法; 最后,通过与多次蒙特卡洛仿真对比验证所提方法在运载火箭轨迹可达包络定量分析中的有效性。     

减速板故障下的RLV末端区域能量管理算法设计

针对可重复使用运载器(RLV)在末端区域能量管理阶段可能存在减速板故障而无法精确控制速度大小,导致无法稳定到达着陆窗口的问题,提出一种考虑减速板故障下的在线RLV末端区域能量管理算法。首先给出减速板卡死故障下的飞行器运动模型,并分析其对飞行器运动产生的影响。然后,在能量走廊内设计纵向标称轨迹,结合飞行能力,设计有限时间轨迹跟踪控制器跟踪地面侧向几何轨迹。最后,分析动压剖面与飞行距离之间的关系,提出减速板卡死故障下的在线修正动压剖面算法,将传统的动压剖面四参数求解简化为单参数更新问题,避免动压剖面的迭代,简化计算流程。仿真结果表明,所设计的算法在减速板故障且存在气动不确定性时,能够顺利到达自主着陆窗口,具有鲁棒性。     

绕月自由返回飞行任务的轨道设计方法

针对绕月自由返回飞行提出一种任务轨道设计方法。在双二体模型下基于圆锥曲线拼接和能量匹配原则迭代计算初值,采用Broyden法构造新的微分修正格式,在精确模型下分别针对三组不同的目标变量和目标值对初值进行逐级修正使之满足再入参数。采用简单迭代调整近地点时刻、飞行时间完成发射弹道拼接和落点位置匹配,迭代初值根据落点纬度插值确定,插值表通过对若干飞行时间进行初值计算和发射弹道拼接构造。算例表明,该流程能够扩展初值计算的适用范围,具有良好的收敛性和计算效率。     

闭路制导在小型固体运载火箭中的应用

固体运载火箭发动机推力偏差和秒耗量偏差大,导致关机点时间偏差也大,因此偏差轨道和按标称值飞行的标准轨道之间偏差大,传统的摄动制导难以满足对卫星高入轨精度的要求。针对固体运载火箭的上述特点,本文提出具有工程意义的闭路制导方法。实现闭路制导的关键之一是需要速度的求解。本文根据运载火箭的实时飞行状态和卫星轨道元素之间的关系推导出简单实用的需要速度,并应用于发射近圆轨道卫星的小型固体运载火箭的闭路制导控制中。经过数学仿真验证,证明本文中的方法在各种干扰下均具有较高的精度。     

嫦娥二号卫星轨道设计

嫦娥二号卫星的轨道设计是在充分继承嫦娥一号轨道设计的理论和方法的基础上进行的,并在此基础上做了适应性改进。轨道设计的主要内容包括参数选择、发射窗口、速度增量需求以及嫦娥二号卫星和嫦娥一号卫星不同点的对比,提出了整个飞行轨道的设计思想。     

软着月任务窗口与轨道设计方法研究

建立了一套应用于多约束条件下软着月任务的窗口计算以及轨道设计方法。针对经历发射 段、地月转移段、绕月段及动力下降段的月球探测器,综合考虑各个特征点的位置、光照、 测控等约束,结合轨道特性,采用着月点→近月点→入轨点→发射点倒推的方式,快速确 定探测器的发射窗口。在其中选择发射时刻后即可计算转移轨道的轨道根数初值,并搜索计 算精确轨道。该方法对于我国月球探测后期工程的发射窗口计算与轨道设计工作有较重要的 参考价值。
     

一种针对直接入轨飞行器的主动段轨道快速实现方案

在直接入轨飞行器允许较宽交班范围的情况下,采用离线优化设计轨道保障参数、射前根据发射点和射向对程序角进行修正的方案,将传统的单发设计转化为适应性强的通用设计,减少了轨道设计计算量,缩短了飞行器的射前准备时间。仿真结果表明,所提出的轨道快速实现方法对点位和射向具有较强的适应性,能够有效减小交班点的偏差范围,同时相比优化设计的轨道,终端速度差异较小,在具有一定优化指标的同时可保证在线实施。     

基于意图推断的高超声速滑翔目标贝叶斯轨迹预测

为解决高超声速滑翔目标机动给探测防御造成的困难,研究基于意图推断的贝叶斯轨迹预测方法。首先对目标进行动力学建模,利用气动参数设计机动模式集。假定高超声速滑翔目标必定攻击某目标,结合飞行意图合理构造意图代价函数,借鉴贝叶斯理论迭代推导机动模式和运动状态递推公式。通过蒙特卡洛采样实现轨迹预测算法。仿真结果表明,算法能有效提高目标机动不确定条件下轨迹预测的精度,当多目标可能被打击时,通过对预测轨迹进行在线重新规划,降低目标误判给轨迹预测造成的不利影响。