地地导弹快速自对准方法研究--消除航向效应影响的方法

讨论了消除惯导平台航向效应对地地导弹多位置自对准精度影响的方法。惯导平台初始方位相同时航向效应重复性好,根据这个特点设计了消除航向效应影响的两位置自对准方法。首先利用陀螺漂移历史数据粗略估计方位,并据此转动弹体将平台转到航向效应标定时的初始方位。然后介绍了该方法实现自对准的步骤。最后讨论了通过转动弹体实现位置精确转换的方法。     

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。     

大气层外自旋稳定微型拦截器点火算法研究

对大气层外自旋稳定微型拦截器的脉冲点火算法进行了研究。在考虑变质量后质心位置变化所产生的扰动力矩对拦截器姿态的干扰以及弹体自旋运动对直接力分量影响的基础上,建立了自旋稳定微型拦截器六自由度数学模型,结合比例导引律设计出拦截器脉冲发动机的点火算法。该点火算法可以在满足脱靶量要求的前提下减少脉冲发动机的消耗并降低对拦截器姿态运动的影响。仿真结果表明,该方法能有效实现微型拦截器在末制导段的精确制导控制。     

探月飞行的调相轨道

早期的探月飞行都采用直接由地球飞到月球的地月转移方式,探测器由运载火箭直接发送到地月转移轨道,这样做的好处是飞行时间比较短,只需3至5天的时间。20世纪90年代开始的新一轮探月活动中采用了一种新的飞行方式,探测器飞离地球前,先在绕地球飞行的调相轨道上运行若干圈,这样做的好处有三：一是可以在运载火箭能力不够的情况下,由探测器来补充;二是可以减小转移轨道中途修正的负担;三是可以扩大发射机会窗口。文章以嫦娥一号探测器及美、日的两个月球探测器为例,详细讨论了这种新的飞行方式,同时还对我国后续探月计划的飞行轨道提出了初步建议。     

火星EDL导航、制导与控制技术综述与展望

以成功着陆火星探测器的导航、制导与控制系统为典型代表,系统地总结了火星E DL导航、制导与控制技术的历史与现状,对各种已有技术的优缺点进行了对比分析,并以未 来的火星采样返回、载人登陆和火星基地任务为潜在工程应用目标,对下一代高精度火星ED L导航、制导与控制技术进行了比较全面的分析和展望。

     

航天器跳跃式返回的再入动力学特性仿真

深空高速再入返回是航天返回技术面临的新问题。研究采用跳跃式返回方式解决高速再入产生的高过载、高热流峰值问题。建立了完整的航天器再入大气层飞行动力学模型;依据航天器跳跃式返回飞行剖面和返回飞行的运动特性,将再入大气过程划分为初始再入段、初次再入下降段、初次再入上升段、大气层外飞行段和二次再入段,详细研究了各飞行段航天器的动力学特性,简要分析了各阶段的制导任务。通过分析仿真结果,初步摸清了航天器深空飞行跳跃式再入动力学特性。     

非合作目标自主交会对接的椭圆蔓叶线势函数制导

针对非合作式航天器自主交会对接任务的安全性要求,提出了一种基于椭圆蔓叶线的人工势函数制导方法。首先根据视线坐标系建立了相对动力学方程与状态方程。进而应用人工势函数制导方法解决了非合作目标航天器自主交会对接与静态障碍物躲避问题,并且把势函数方法与椭圆蔓叶线函数相结合,解决了追踪航天器在接近目标航天器时运行在安全走廊中的安全性要求。应用Lyapunov稳定性理论证明了在所提出的制导方法控制下系统的稳定性。最后,用精确的数学模型进行了计算机数值仿真,验证了所提出的制导控制方法的正确性和有效性。
     

具有通信约束的分布式SOR多智能体轨迹估计算法

针对传统多智能体轨迹估计算法信息交换量大，计算量随群规模指数增长，可扩展性差等诸多不足，提出了一种基于超松弛迭代（SOR）的分布式多智能体轨迹估计算法，通过将最大似然（ML）准则下的轨迹估计转化为两级线性优化问题，并综合利用分布式超松弛迭代（Distributed SOR）和标记初始化方法，加快求解速度并简化信息交换流程，最终实现了多智能体位姿轨迹优化和协作定位。实验表明，所提的分布式方法能达到集中式算法的精度水平，在49个智能体规模条件下，位置估计误差小于0.15 m，姿态估计误差小于0.03°，且数据交换量仅到现有主流分布式方法DDF-SAM的0.06%，能很好用于大规模集群的场景。     

末修火箭弹抛物线比例导引的特性

基于抛物线比例导引原理,详细分析了弹道修正所需求的脉冲数。结合抛物线比例导引特性,对规定落角进行了理论分析与仿真。结果表明,规定落角越大,脉冲需求数越小,对规定落角的敏感性越大,落点修正距离会越小。提出了确定规定落角的基本原则:弹道修正段前期,规定落角主要由目标点位置决定,可根据火箭结构特点和使用环境特性,采用非线性控制系统确定;弹道修正段末期,规定落角对落点影响较小,可结合战技指标中毁伤效能要求确定。     

嫦娥五号平动点拓展任务轨道方案研究

中国嫦娥五号探测器成功实现月球采样返回任务,为最大限度利用任务资源,研究了利用嫦娥五号轨道器的平动点拓展任务轨道方案,设计了平动点轨道及其转移轨道.首先,给出了任务轨道设计的轨道动力学模型,包括圆型限制性三体问题模型和精确力模型.其次,基于嫦娥二号和嫦娥5T1平动点拓展任务设计经验,介绍了平动点轨道直接转移与入轨等轨道...