星背景比例-积分导引法模型与仿真

针对大气层外高速运动目标的交会问题,建立了“星背景比例—积分导引法”的完整模型,包括CCD 星图的处理,导引星和目标的识别,导引方案的数学描述等,对仿真计算的结果,也作了一些简要的分析。     

直升机大跨度牵放导引绳施工技术

 用直升机进行大跨度牵放导引绳施工是直升机操作难度最大项目之一。本文介绍了直升机在大跨度牵放导引绳时的飞行力学、施工技术、飞行方法及其经济性分析。     

带偏置点的绳系拖拽离轨系统动力学研究

考虑空间拖船利用飞网/飞爪对空间残骸捕获结束后绳系拖拽系统的动力学特性,开展了基于简化的带偏置点构型的建模及仿真研究.首先,捕获后的组合体包括空间拖船、系绳和空间残骸,系绳在空间残骸一端的牵挂点看作偏置点,给出相应的的绳系拖拽系统构型;其次,以降轨离轨过程为例,建立系统能量方程,并根据欧拉-拉格朗日方程给出系统的动力学表达式并估算系绳张紧情况下的平衡点;最后,设定离轨推力,在不同的初始角速度、系绳张紧或松弛以及不同松弛程度条件下,分析绳系拖拽离轨系统的动力学行为.研究表明,空间残骸小的初始角速度和张紧或略微松弛的系绳能够保证安全离轨.     

考虑机动效率的多约束导引律设计

针对考虑交会角约束的导引律在可用过载不足时将导致大的交会角误差问题,推导一种考虑时变过载约束的制导形式,而该导引律在实现较大机动的同时会带来较大能量损失,进而提出一种考虑导弹机动效率的多约束导引律。首先,应用最优二次型原理推导出一种时变控制项权系数的闭环制导形式;其次,将导弹机动时刻阻力系数引入时变权系数,并通过迭代分别确定可用过载与机动效率约束边界;最后,将时变过载约束表示成剩余时间的函数,代入制导指令,并进行弹道仿真。结果表明:推导的2种导引律均能较好地实现末端弹道成型要求,考虑机动效率的制导指令分配更为合理,并有效降低了拦截末端速度损耗,提高了制导精度与毁伤效果;且考虑机动效率的导引律中时变权系数无须配平求解,在保证精度的同时极大提高了迭代速度。     

高阶线性比例制导系统脱靶量幂级数解

脱靶量是导弹制导系统设计和评估的重要指标,对于一阶环节线性比例制导系统,可以得到脱靶量的解析解,而对于更接近实际的高阶制导系统一般得不到解析解,通常由直接仿真或伴随仿真获得;研究了高阶线性比例制导系统脱靶量的幂级数解,为脱靶量的解算提供一种新的手段。首先,构造伴随系统,假设伴随系统的解为幂级数与指数函数乘积的形式;然后,利用幂级数法给出了脱靶量的幂级数解的系数递推关系;进一步严格证明了脱靶量幂级数解的收敛性;最后针对一阶环节和高阶二项式环节等特殊制导系统,通过选取适当的指数衰减参数,得到了幂级数解系数简化的递推关系,并且一阶环节制导系统的幂级数解和解析解是一致的。在计算脱靶量时,实际用到的是脱靶量幂级数部分和,而部分和项数的确定依赖于指数衰减参数。因此,还分析了指数衰减参数对幂级数解部分和的收敛速度的影响,并给出了指数衰减参数与部分和项数的选取方法,为幂级数解的应用奠定了基础。     

一弹多头 自主导引 直接攻击 美国国防部开发一弹多头智能拦截导弹系统

美国导弹防御局（MDA）在去年启动了一个“多目标杀伤飞行器”（MKV）计划,目的是研制一种能同时击嬖包望磊矗导藉作战部和诱饵在内的多个目标的单一拦截器,洛克希德·马丁公司和雷神公司已分别提出了两种不同的竞争方案。     

先拉伞绳法数学模型及拉直力预测

给出了考虑伞绳粘弹性的降落伞先拉伞绳法拉直过程预测方法.建立了拉直过程数学模型的基本方程,理论分析了基本方程中粘性项对张力波在伞绳中传播的作用;弹性张力波不仅使伞衣套一端产生的张力通过伞绳传到前置体一端在时间上滞后一些,而且由于拉直过程中存在着吸收和弥散现象,使两端的张力不能相等.使用该模型计算了伞拉直运动和拉直力,对拉直力动态变化过程进行了分析.计算表明:前置体一端承受的最大拉直力不仅与伞衣底边被拉动瞬间产生的最大张力有关,而且与拉出伞衣底边以后产生的载荷张力有关.      

舰载飞机着舰精确轨迹跟踪控制研究

根据着舰运动及Ｈ∞控制方法概念对用Ｈ∞控制方法设计舰载飞机自动着舰导引系统进行了研究;并按着舰导引系统的性能要求,确定了Ｈ∞控制综合模型的结构,给出了权阵的选取准则。以ＡＤ－４飞机为例进行了仿真验证,仿真结果表明,所设计的自动着舰导引系统能满足着舰要求,并有效地提高了导引系统着舰轨迹跟踪精度及抗气流扰动的能力。     

无人机空中加油自主会合的制导与控制

针对无人机空中加油的自主会合问题,进行了相应制导律和非线性控制器的设计。通过改进的带角度约束的三维比例制导律实现对航向角的控制,以协调转弯的方式将航迹角指令转化为姿态角指令。基于无人机六自由度的动力学模型,针对无人机的姿态控制,采用时标分离的方法设计了慢子系统和快子系统,并对这两个子系统分别进行动态逆控制设计。同时,基于滑模控制的方法设计了满足自主会合要求的速度控制律。在保证无人机飞行稳定的基础上,实现了对控制和制导指令的精确跟踪。仿真结果表明,所设计的制导律和控制律能够实现无人机空中加油的自主会合,具有良好的动态特性。     

单兵火箭弹捷联导引滤波方法研究

为降低单兵制导火箭弹的成本,同时确保其具有较高的命中精度,进行了单兵火箭弹捷联导引滤波方法研究。首先,推导了视线角速度的解耦公式,去除了导引头测量信息中耦合的弹体姿态信息;然后,建立了视线运动方程和测量模型,为了解决测量信息与弹目距离和接近速度的弱相关性,使用一个时变Gauss-Markov随机向量代替视线运动方程中的非线性部分,采用UKF滤波方法得到可用于制导控制律设计的视线角速度的实时估计值;最后,通过正交仿真验证了所设计的单兵火箭弹捷联导引滤波方法的可行性。