旋转弹制导技术的研究

旋转弹为近程、低空、快速反应的单舰防空导弹,主要拦截、攻击掠海飞行的反舰导弹和高速飞机,旋转弹主要采用红外被动寻的制导,具有操作简单、反射后不管的特点,飞行过程中采用单通道控制模式,用一对舵面和一个舵机来控制导弹飞行。点源红外寻的导引头探测的不是目标实体,而是目标红外辐射的中心,为了使导弹能够精确的击中目标的要害,本文根据旋转弹点源红外寻的导引头的特性,研究了前置偏移比例导引律,并结合某便携导弹进行了仿真,结果表明前置偏移比例导引律能够很好地导引导弹飞向目标,具有较好的精度。     

基于预测零控脱靶量的拦截器中制导段导引

针对三维空间内的高速飞行目标,提出了一种基于预测零控脱靶量的中制导段导引方法。建立了拦截器与目标的相对运动关系模型,分析了确定修正轨道的约束条件,并在此基础上推导出修正轨道根数的计算方法。同时根据待增速度给出了推力定向和推力发动机工作时长的确定方法。仿真结果表明,该方法能有效实现拦截器中制导段的制导控制。     

主辅拦截器协同制导方法研究

随着现代导弹技术的发展,导弹的突防能力越来越强,对导弹的防御难度也逐渐增大。为增强拦截器的杀伤力并降低成本,可利用主辅拦截器协同制导对目标进行拦截。建立了拦截器与目标的相对运动模型,通过对运动方程进行线性化分析,发现协同制导问题实质为具有终端时间限制条件的导引问题,该问题可转化为线性化系统的最优控制问题。利用最优控制中的极小值原理设计了时间协同制导律。仿真结果表明:该制导律可实现多枚拦截器在同一时刻拦截目标的协同制导要求。     

基于终端角度约束的二阶滑模制导律设计

针对空地导弹具有终端角度约束条件的制导律设计问题,提出了一种在有限时间内稳定的新型二阶滑模制导律。首先,在弹目相对运动学模型基础上,将终端弹道倾角约束转化为终端视线(LOS)角度约束,作为制导系统的终端控制目标。其次,通过选取一种新型二阶滑模面,结合螺旋控制算法的思想,设计了一种二阶滑模变结构制导律,来抑制系统中的不确定性因素,从而满足零化视线角速率和制导系统的终端角度约束条件的要求。采用一种新的Lyapunov函数,基于Lyapunov稳定性理论,严格证明了制导系统在有限时间内的稳定性。最后,对空地导弹制导系统进行数字仿真,通过和一阶传统滑模制导律以及基于超螺旋算法的二阶滑模制导律进行对比分析,验证了所设计的制导律在保证制导精度的同时,更能在有限时间内提高终端约束角度的精度,并且避免了超螺旋算法中参数选取较多的问题。     

间断制导下的反辐射无人机被动定位算法研究

目前,有关被动定位算法的研究多是在测量信息连续的情况下展开的,对于测量信息间断情况下的滤波鲜有涉及.针对该问题,以反辐射无人机为研究对象,提出一种基于卡尔曼滤波的间断制导下的被动定位算法,并通过仿真,验证了该方法的有效性.结果表明:提出的新方法能够用于间断制导下的被动定位,且具有一定的定位精度.     

空间平台发射拦截器动力学与最优脉冲拦截

研究了空间平台发射拦截器的两体耦合动力学,以及拦截器拦截目标星的最优脉冲控制问题。平台首先与目标星形成绕飞关系,保持其发射筒轴线始终瞄准目标星。接到发射指令后,拦截器从发射筒中射出,本文采用拉格朗日第二类方程建立了发射过程平台-拦截器两体动力学模型。因为两体耦合影响,平台姿态偏转,拦截器出筒时的速度已经不能瞄准目标星。通过小型火箭发动机给其施加速度脉冲,使其进入拦截轨道,保证拦截的同时,将脉冲速度最小化以节省燃料,本文将其归结为一个非线性规划问题,采用三级优化的策略来求解。在拦截飞行时间相较于平台绕飞目标星的周期是小量的条件下,可以视绕飞平均角速度为小参数,采用正则摄动方法求出非线性规划的一阶近似解,然后以此为迭代初值,寻找最优真解。最后进行了数值仿真验证。     

着舰引导系统“软故障”研究初探

给出了着舰引导系统“软故障”的定义,对其特点进行了深入的分析,并对着舰引导系统“软故障”进行了分类,阐述了各种“软故障”对着舰安全的影响,以及预防和解决“软故障”的技术方法.最后预测了着舰引导系统“软故障”的研究方向.     

一种扩展的比例导引规律及其弹道方程的构建

在传统的动力学微分方程的基础上提出了一种扩展的比例导引法 ,并给出了该导引规律下的相对弹道方程。文中的推理过程表明 ,这种导引规律对导弹、目标的运动速度几乎没有限制 ,理论上说明运用该制导规律的导弹将能对付高机动大速度目标 ,其弹道方程的建立 ,使得研究该制导规律下的弹道特性成为可能。     

舰载直升机起降灯光引导系统装置设计

介绍了某舰载直升机起飞着陆灯光引导系统的功能,设计了指挥工作台控制装置,实现了对舰面灯光设备的控制及工作状态的显示,同时还介绍了硬件电路的设计。     

A joint mid-course and terminal course cooperative guidance law for multi-missile salvo attack

Salvo attacking a surface target by multiple missiles is an effective tactic to enhance the lethality and penetrate the defense system. However, existing cooperative guidance laws in the mid-course or terminal course are not suitable for long- and medium-range missiles or stand-off attacking. Because the initial conditions of cooperative terminal guidance that are generally generated from the mid-course flight may not lead to a successful cooperative terminal guidance without proper mid-course flight adjustment. Meanwhile, cooperative guidance in the mid-course cannot solely guarantee the accuracy of a simultaneous arrival of multiple missiles. Therefore, a joint mid-course and terminal course cooperative guidance law is developed. By building a distinct leader-follower framework, this paper proposes an efficient coordinated Dubins path planning method to synchronize the arrival time of all engaged missiles in the mid-course flight. The planned flight can generate proper initial conditions for cooperative terminal guidance, and also benefit an earliest simultaneous arrival. In the terminal course, an existing cooperative proportional navigation guidance law guides all the engaged missiles to arrive at a target accurately and simultaneously. The integrated guidance law for an intuitive application is summarized. Simulations demonstrate that the proposed method can generate fast and accurate salvo attack.