弹道导弹小推力落点修正

为减小由弹上计算机的速度限制和制导方法误差导致的弹头落点偏差,研究了一种用小推力发动机在主发动机关机后沿空间某方向工作一定时间以减小误差的方法.根据椭圆弹道条件下推力的作用,给出了小推力发动机的工作方向和时间的计算模型.仿真计算结果表明:该法可有效减小导弹的落点偏差.     

单星-星光制导方案

从原理上论述星跟踪器捷联安装的单星－星光制导原理，推导利用星光信息来修正导弹团初始定位定向误差引起落点偏差的数据处理方法、公式，对两种主要的误差源进行了数学仿真计算，结合仿真试验分析了单星方案的可行性。     

捷联惯导垂线偏差的一种辅助修正方法

分析了垂线偏差产生的原因及其对导弹落点偏差的影响机理,利用制备好的垂线偏差网格数据,采取加权平均的方法计算发射点垂线偏差.介绍了目前的垂线偏差修正方法及其优缺点,提出通过修改初始姿态角的方法对垂线偏差的影响进行辅助修正,并建立了垂线偏差影响初始姿态角的数学模型.最后进行了弹道仿真,结果表明该方法能有效减小垂线偏差带来的落点偏差.     

平台单星复合制导方法研究

为了提高武器命中精度,开展了平台单星复合制导方法研究。通过建立星敏感器观测量、平台失调角与落点偏差之间的联系,构建星光修正模型;同时利用数值寻优方法确定最佳星方位。仿真证实,平台单星制导方法能够有效降低制导工具误差,是提高导弹命中精度的有效手段。     

捷联星光制导仿真方法研究

捷联星光制导方案是把星跟踪器安装在平台基座上，利用星跟踪器和平台框架角的测量信息解算出因初始定位定向误差引起导弹的落点偏差，由末助推控制系统完成弹道修正。有关捷联星光制导方案的地面仿真原理、方法、组成，选星及大气修正计算原则、地球旋转影响在本文中作了论述，并给出仿真原理框图、硬件设备组成和功能、接口要求以及系统工作程序框图。     

地地战术导弹全程惯性制导中陀螺误差的自补偿

研究与计算结果表明:地地战术导弹,射程在300公里以内时,全程惯性制导与半程惯性制导相比,陀螺工具误差引起的落点偏差有明显的减少。并从物理概念上对此作了解释。     

一种月球飞船动力下降预测制导方法的研究

研究了一种月球飞船动力下降段的预测制导方法。首先在轨道平面内建立了月球飞船飞行力学模型;然后基于开普勒轨道力学,由飞船当前飞行状态预测其落月位置和速度,以及相应的剩余飞行时间。设计了切向和法向解耦的闭环制导律。切向制导律根据预测的落点速度偏差和剩余飞行时间形成切向推力控制量来控制飞船速度大小,以消除落点速度偏差。法向制导律根据预测的落点位置偏差形成法向推力控制量,来改变飞船速度方向,以消除落点位置偏差。所设计的预测制导律,通过解析解预测落点状态,比传统的基于数值计算的预测方法在线计算量小,易于实现。数值仿真验证了该制导律的有效性。     

考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法研究

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因素计算在与该速度增量等效的连续推力作用下空间飞行器的实际位置,利用实际位置与目标位置的偏差构造虚拟目标点,通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令,空间飞行器接收并执行该指令进行轨道修正。仿真表明该轨道修正制导方法制导精度较高。     

提高捷联惯组使用精度的方法研究

针对导弹武器捷联惯组使用精度不高的问题,提出了通过射前标定和误差系数补偿修正技术 来提高其使用精度。不借助任何外部工具,完全依靠导弹自身提供的信息,射前标定11个误 差系数,利用单次通电特性及等效补偿和落点偏差二次修正技术来减小落点偏差。弹道仿真 结果表明,射前标定方法结合误差系数补偿修正技术能够有效地提高导弹的命中精度。
     

考虑J_2摄动作用的异面椭圆轨道双冲量交会轨道修正方法

重点研究了地球扁率J2摄动作用对固定时间双冲量异面椭圆轨道交会运动的影响以及相应的轨道修正方法.根据摄动理论,利用Eneke法计算了J2摄动作用引起的实际飞行轨迹与理论标称轨迹之间的位置偏差.在此基础上,提出了通过修正预定的交会位置来修正转移轨道偏差的控制方法.通过仿真计算,对修正前后的位置偏差进行了仿真分析,结果表明,文中提出的轨道修正方法能够有效地减小摄动作用引起的制导误差,且方法简洁、易于实现.     

远程导引变轨方案修正算法

为在实际摄动条件下由远程导引变轨方案初始设计结果实现追踪航天器与目标航天器的交会,提出了一种修正变轨方案。将初始多脉冲式变轨方案转换为有限推力式并作修正,取远程导引结束时刻追踪与目标航天器间的相对轨道要素为目标函数,采用J2,J3,J4解析轨道预报器对目标函数计算需要的轨道进行预报,以历次变轨开始时刻、结束时刻和推力方向为优化变量,用边界约束有限存储BFGS(L-BFGS-B)优化算法获得的最优解为修正后的变轨方案,可消除摄动模型误差。算例结果表明,经转换和修正所得有限推力式变轨方案能在实际摄动条件下实现追踪航天器与目标航天器的交会。     

远程导引脉冲变轨方案的有限推力修正

对远程导引脉冲变轨方案的有限推力修正进行了研究。将多脉冲变轨方案设计结果转换为有限推力式并进行修正,以消除转换误差和摄动模型误差。分析了由转换算法和摄动模型产生的初值误差,比较了不同工况下的修正效果。算例表明:将初始多脉冲变轨方案转换为有限推力后进行修正,所得结果能实现真实飞行环境中追踪航天器对目标航天器的拦截或交会。     

一种基于CW方程的交会远程导引终端误差分析新方法

直接采用轨道坐标系的相对位置和速度描述交会远程导引误差会产生误差放大的不合理现象,对远程导引误差的精确分析需寻求新的误差描述与分析方法。本文在算例分析的基础上提出了一种基于CW方程的远距离导引终端误差分析新方法,并利用该方法建立误差模型分析远程导引的误差分布与传播。分析结果表明基于CW方程的远程导引误差模型能较为准确地描述远程导引终端的误差状态和后续传播情况,适合在实际工程中用于描述远程导引终端精度指标。     

基于Riccati方程解的再入飞行器制导律设计

提出一种再入飞行器纵向制导律设计方法。首先对纵向运动方程沿着实际轨道线性化,然后利用线性最优调节器原理设计制导律。在每个制导周期内求解代数R iccati方程,利用其正定解构造反馈控制律,与标准轨道的控制量叠加后形成全量控制,用于实际再入轨道的制导。仿真结果表明,所设计的制导律对再入初始偏差具有较强的鲁棒性,同时它也能较好地补偿由于气动参数和大气密度摄动造成的航程误差,从而保证落点精度。     

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。     

大气层外多拦截器协同跟踪与制导算法

针对大气层外多弹头多诱饵的进攻场景,采用多拦截器全拦截策略,提出了带故障诊断的协同跟踪算法、时间协同中制导律以及消除脱靶量的末制导律。首先,基于最小二乘算法以及误差传播理论,实现了局部信息融合以及测量方程的线性化,简化了非线性跟踪滤波算法的设计;并依托滤波算法,设计了传感器故障诊断算法,以排除其对跟踪效果的影响。然后,基于对拦截器和目标受力的合理简化,给出了相对运动解析解,设计了有限推力下的多拦截器时间协同中制导律以及末制导律,实现对多个目标的同时击毁。仿真结果显示,本文设计的协同跟踪与制导算法,可以有效估计目标的状态并排除故障传感器的干扰,实施对多个目标的时间协同拦截。     

弹道导弹中段机动突防制导误差修正方法

针对弹道导弹中段反拦截实时机动突防带来的参数偏差问题,给出了在地球非球形摄动影响下的位置和速度偏差量的计算方法,采用改进的fg级数和预测制导方法获得了机动推力的作用方向及发动机的开启时间,并对再入点误差进行了修正。仿真结果表明,采用该方法可有效地修正因机动突防与地球扁率而引起的再入点参数误差,为末制导系统的工作提供了良...     

空间交会中拉格朗日乘子法的工程应用

为解决工程中直接使用基于C-W方程的双脉冲法和拉格朗日乘子法时远距离导引精度低,以及分段导引过程复杂和可靠性降低等问题,设计了一种新的冲量计算方法。基于原方法适时引入当前状态和误差信息,继承了拉格朗日法运算简单的优点,并将原开环控制改为闭环控制。仿真结果表明,该法提高了导引精度,同时还充分利用多冲量法的特性实现了更大交会时间范围的燃料最优。     

月球软着陆的二次型最优制导方法

为实现在月球表面指定区域的精确软着陆,研究了月球软着陆的线性二次型最优制导方法。利用简化的轨道动力学模型,给出了一种基于状态和能耗最优的软着陆二次型制导方法。由于制导律要求同时提供3个方向的时变推力,所以需要通过变推力发动机和姿态机动来实现。该制导方法虽能满足精确软着陆的需要,但对姿态变化的要求超出了着陆器姿态机动能力。因此,本文修正了二次型最优制导方法,取消了对轨道参数的过程约束,仅对其终端进行约束,通过求解着陆指定目标点的能耗最优两点边值问题,得到了发动机推力大小和方向的显式表达式。研究结果表明,利用一定的姿态机动能力,修正的制导方法能够满足精确软着陆的需要。     

动力学补偿受控卫星轨道确定算法(英文)

受控卫星动力学模型中推力加速度的量级远远高于其他摄动的误差量级,观测量主要反映受控卫星动力学模型的误差。本文以跟踪和精确定位空间机动目标为目的,给出基于地面雷达观测,实时估计推力加速度,修正卫星动力学模型的轨道确定算法。通过建立连续推力控制过程变质量动力学模型,给出常推力变加速度满足的运动学微分方程; 建立变加速度估计系统状态方程,和扩展卡尔曼滤波轨道确定算法; 并给出连续推力控制卫星运动状态关于推力加速度的变分运动方程; 实际飞行控制应用表明: 利用地面测量数据,实时估计推力加速度并补偿系统动力学模型,解决了连续受控卫星轨道精确确定问题。