基于MPSP的次优滑模制导律

针对导弹拦截机动目标的问题,提出了一种能满足多终端约束的次优滑模制导律(Sub-OSMG).该算法将模型预测静态规划(MPSP)与滑模控制(SMC)相结合,解决了MPSP在系统模型不精确时由于依赖模型预测而导致的控制量发散问题;基于三自由度相对运动方程建立所提出的制导律,其鲁棒性通过Lyapunov稳定性理论进行了证明;在滑模控制的设计中引入一种较为新颖的滑模面,巧妙地继承了两种方法的优点,其区别于传统扩展比例导引(APN),在仅知机动幅值的情况下,能精确地击中目标.仿真结果表明,所提出的Sub-OSMG能够有效地抵消外部扰动,具有更高的精度、更好的鲁棒性、更小的控制代价.     

基于高斯问题的近最优再入预测制导方法研究

再入过程中利用解算高斯问题建立落在地面固定目标的开普勒轨道,由于干扰力的存在,再入飞行器将偏离这条轨道,为此需要对再入飞行器进行速度修正。速度的修正方案有两种:一种是使修正后的轨道返回到事先装订到计算机上的标准轨道上,即标准轨道法;另一种是根据落点重新建立一条可落在固定目标的轨道,即预测制导法。文中利用牛顿迭代法对高斯问题进行优化,得到了可重新落在地面目标的最小速度修正量,得到了一种快速的近最优预测制导算法。仿真结果表明:此算法简单,运算速度快,需用过载小,且得到了较小的脱靶量。     

高校毕业设计（论文）环节存在问题及对策研究

分析高校毕业设计（论文）教学环节存在的8个方面的问题,提出“建立毕业设计（论文）规范、制度”“加强毕业设计（论文）工作监控”“进行高校毕业设计（论文）工作的量化考核创新毕业设计（论文）指导模式推行毕业设计（论文）管理和指导网络化”和“毕业设计（论文）融入信息素质教育”6个方面的对策,简略介绍西安航空学院在毕业设计（论文）环节教改研究方面取得的主要成果和今后研究的主要问题。     

考虑目标安全性的最优协同拦截制导律研究

针对目标和其发射的拦截弹对来袭攻击弹进行协同拦截问题,设计了一种最优协同拦截制导律。建立描述目标、攻击弹和拦截弹三者相对运动关系的模型,引入零控脱靶量对模型进行降阶处理。考虑拦截弹对攻击弹的拦截精度、拦截末端时目标的安全性以及目标、拦截弹的控制能量问题,基于攻击弹-拦截弹零控脱靶量、攻击弹-拦截弹终端横向相对运动速度零控脱靶量、目标-攻击弹零控脱靶量以及目标和拦截弹的加速度,建立了性能指标函数,同时考虑目标和拦截弹加速度的有限性,基于极小值原理设计了最优协同拦截制导律。仿真结果表明,相比目标和拦截弹独立飞行的情况,采用协同拦截制导律,在考虑了目标安全性的前提下,机动性较弱的拦截弹能够以较平直的弹道成功拦截攻击弹。     

无人直升机自主着舰的计算机视觉技术

采用自主设计特征图案的方法,研究了一种基于视觉导引实现无人直升机自主着舰的快速算法.分析了制约位姿参数估计实时性的瓶颈,提出了一种基于信息分块的图像处理方法.引入选择性坐标变换的方法,获取图像处理的理想区域;采用直线方向粗识别的途径,确定参数区间,缩小了直线hough变换遍历空间,减小了底层图像处理的运算量.对真实图像的测试结果表明:对于768像素×576像素大小的图像帧,完成目标检测和位姿参数识别任务耗时小于30 ms,实现了视频流的实时处理;等效直升机与舰船相距10 m时,位置参数的均方根(RMS, Root Mean Square)误差在 2 cm内,姿态参数的RMS误差小于1.5°.算法能够满足自主着舰控制的实时性和实用性要求.      

地空导弹微分对策最优制导律研究

运用微分对策理论研究具有一阶延迟环节的战术导弹和机动目标之间的三维追踪－逃逸问题，在多重时间尺度分解的假设下，采用强迫奇异摄动方法，得出了仅依赖于可测量状态变量及导弹，目标性能参数的近似解析形式扶组合次优控制策略，从而对于二人零和，非线性微分对策问题给出了一个近似反馈解，避免了求解动态最优化问题中经常出现的两点边值问题，使数值计算工作量大为减少。     

地球大气边缘高超声速飞行再入点调整方法

分析环境波动对地球大气边缘高超声速飞行的影响,论证了利用微弱气动力实现再入点调整的可能性。提出神经网络I-PIDA姿态控制策略,控制力矩由脉宽调制驱动的反作用推力器实现,利用模糊预测制导的方法实现再入点的精确调整。仿真算例说明该方法可以实现姿态跟踪和再入点的位置调整,并具有较强的鲁棒性。     

一种基于星座匹配的全天自主星图识别算法

讨论了一种新的无须任何先验知识的星图识别算法。通过对导航星座数据库进行调整和最大限度地利用了已识别基元所提供的匹配信息,使得算法的计算量和存储容量与传统的三角形匹配算法相当。ＭｏｎｔｅＣａｒｌｏ 模拟表明,在星等误差０．５ 星等（３σ）,位置误差１０ 角秒（１σ） 时,算法的识别成功率接近１００％ 。     

超视距空战中多机协同制导方法

对空空导弹制导权交接的任务分配问题,根据己方飞机与制导权需交接的导弹的态势建立了对导弹的态势优势模型;根据己方飞机对该导弹攻击目标的态势建立了对目标的探测能力模型;根据敌方飞机对己方飞机的态势建立了己方飞机受到的威胁度模型;根据敌我双方飞机的空战能力建立了空战效能优势模型.在这4种模型的基础上建立了己方飞机对导弹的总的制导优势模型.在总的制导优势的基础上建立了协同制导任务分配模型,并采用遗传算法对协同制导任务分配问题进行优化求解.仿真结果表明,该方法能够实时地计算制导优势和进行任务分配,有效地完成多机协同制导.     

带约束碰撞角的顺/逆轨制导律设计

针对逆轨、顺轨拦截模式,提出了带末端约束碰撞角的ACPN(Angle Control Proportional Navigation)、ACRPN(Angle Control Retro-Proportional Navigation)2种轨迹成型制导律.将线性的比例制导(PN)/负比例制导(RPN)作为标称指令,将碰撞角约束作为反馈指令,以相对加速度建立微分方程,得到了ACPN、ACRPN制导律.ACPN使用正比例系数,逆轨拦截目标;ACRPN使用负比例系数,顺轨拦截目标.与现有的研究结果进行仿真对比:ACPN具有耗费控制力少、末加速度小的优势;ACRPN的控制力、脱靶量、碰撞角误差较逆轨拦截优势明显.此外,分析了拦截高速目标的捕获区域.结果表明,ACPN比偏置比例导引的捕获区域大.当拦截弹的航迹角小于π/2+λ_i时(λ_i为初始视线角),宜采用ACPN(逆轨模式)拦截目标,拦截弹的航迹角大于等于π/2+λ_i时,宜采用ACRPN(顺轨模式)拦截目标.