高速攻击型无人机非线性鲁棒制导律研究

高速攻击型无人机是一种自杀式的精确制导武器,具有许多巡航导弹不具备的优点,是当前世界各军事强国研究的热点。为了使高速攻击型无人机能精确攻击各类具有较高机动性的目标,提出了一种非线性混合H2/H∞鲁棒制导律。由于混合H2/H∞控制具有H2控制的优良品质和H∞控制的鲁棒性,这种制导律对目标机动及其它不确定性干扰不敏感。耦合非线性汉密尔顿-雅可比偏微分不等式组是否有解直接关系到非线性混合H2/H∞鲁棒制导律的实现。现对耦合非线性汉密尔顿-雅可比偏微分不等式组进行了适当的等价转化并求解,得到了一组解析解。通过仿真研究,该制导律被证明具有较好的制导精度并对目标机动等不确定性干扰具有较好的鲁棒性。     

攻击移动目标的末制导导弹命中概率评估方法

针对攻击移动目标的末制导导弹的命中概率评估问题,深入分析了影响导弹精度的各类误差源,研究了目标机动特性对末制导雷达捕获概率的影响,提出了打击任意形状目标的命中概率计算模型。以慢速移动目标——舰船为例进行了仿真分析,结果表明提出的命中概率评估方法能够有效融合多源信息,评估结论符合工程实际。     

导弹制导系统的频域分析及设计

本文提出了一种基于频域分析法的导弹制导系统的设计方法。制导控制系统的模型反映了包括弹体及自动驾驶仪动态特性（包括阻尼、自然频率、时间常数和弹体零频率）在内的飞行控制系统的主要特性。频域响应的解析表达式以及导弹系统性能的相关表达式均已在文中给出,解算得到的解析结果可在导弹系统的设计中得到应用。     

一种基于标准弹道点的制导方法

提出了一种基于标准弹道点的制导方法,以标准弹道的某点为虚拟目标进行需要速度计算及制导,无需修正地球扁率和再入阻力的影响.给出了需要椭圆轨道与需要速度的确定,以及导引与关机控制模型.以某导弹弹道为标准弹道,计算了多种干扰条件下的方法误差.结果表明:其方法误差较小.     

一种快速爬升和快速下降的奇异摄动最优中制导律设计

利用非线性奇异摄动系统2点约束最优问题的结论,在分析导弹质心运动方程两时间尺度特性的基础上,提出了一种计算量较小、较简单的奇异摄动最优中制导律,并对此制导律进行进一步修正,得到一种快速爬升和快速下降的奇异摄动最优中制导律。将此制导规律用于高超音速巡航导弹上,进行了三维弹道仿真,取得了满意结果,证明高超音速巡航导弹应用此改进的奇异摄动最优中制导律是可行的、可靠的。     

制导火箭弹大着角所需脉冲发动机数量的确定

推导出制导火箭弹为获得期望着角所需的脉冲发动机数量解析公式,并根据此公式对比研究了火箭弹分别采用同时点火和依次点火时俯仰角初始值、期望着角和脉冲发动机推力对脉冲发动机数量的影响。研究表明,同时点火方式优于依次点火方式;飞行末段姿态调整时间较长时,期望着角和初始俯仰角对发动机数量的影响很小;随着脉冲推力的增加,所需的脉冲发动机数量递减。     

偏置比例导引律在大气层外拦截器末制导中的应用

大气层外拦截器采用直接碰撞方式进行目标毁伤,要求脱靶量很小甚至零脱靶量.本文以大气层外拦截器为研究对象,考虑到脱靶量很小和拦截过程中的接近速度比较大,针对发动机只能提供常推力,能多次启动并具有脉冲工作状态,且不具有变推力工作状态的特性,运用偏置比例导引律设计了适合于轨控发动机的开关阈值.数学仿真结果表明,运用偏置比例导引确定的发动机开关线能够明显地减小脱靶量和轨控发动机的开关次数.     

误差情况下航天器交会任务的实现

在进行航天器交会对接制导方案设计时 ,必须考虑在误差情况下航天器交会任务的实现。在水平推力冲量多弧段交会机动方案基础上 ,设计了二次冲量修正法对各种误差引起的交会过程误差进行制导修正。仿真算例结果表明 ,设计的制导方法是可行的 ,而且不影响原交会机动制导方案的优点。     

论空间交会最终平移段制导设计

文章阐述了空间交会最终平移段的制导设计方法。在最终平移段 ,追踪航天器沿视线方向作受迫运动 ,逼近目标航天器对接部位 ,追踪航天器相对速度的变化一般考虑指数型与等速型两种模式 ,采用分段制导策略。由追踪航天器相对运动轨迹及速度变化率确定机动加速度 ,在工程上采用多次有限常推力机动方式或多次冲量机动方式     

末制导雷达单元测试优化探讨

根据可靠性理论和对导弹末制导雷达单元测试中“天线搜索周期”、“战斗指令记忆时间”项目的具体分析,提出了该两个项目的检查可以取消的观点,为反舰导弹末制导雷达单元测试项目的优化进行了初步探讨。