SEVERAL PROBLEMS OF DIGITAL MAP TECHNIQUE IN LOW ALTITUDE PENETRATION

ＳＥＶＥＲＡＬＰＲＯＢＬＥＭＳＯＦＤＩＧＩＴＡＬＭＡＰＴＥＣＨＮＩＱＵＥＩＮＬＯＷＡＬＴＩＴＵＤＥＰＥＮＥＴＲＡＴＩＯＮＬｉＱｉｎｇ（李清）,ＧａｏＰａｎ（高攀）,ＳｈｅｎＣｈｕｎｌｉｎ（沈春林）（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｕｔｏｍａｔｉｃＣｏｎｔｒ...     

基于分段常值的全电推进GEO卫星制导策略

电推进技术因其比冲高的技术特点在GEO轨道转移中应用可大大减少燃料质量,提高有效载荷质量比,延长任务寿命等。针对全电推进GEO卫星入轨的轨迹优化和制导问题,首先利用间接法获得小推力燃料最优GEO轨道转移的数值解,提出一种多项式曲线拟合最优轨迹的方法,多项式曲线形式简单,可作为参考轨道在星上存储和使用。在多项式参考轨道的基础上,建立了一种分段常值推力跟踪参考轨道的闭环制导策略,在常值推力条件下,轨道要素控制量与控制力有解析关系,简化了制导律设计;将多圈轨道转移问题分解为多个单圈轨道优化问题。结果显示,本文提出的分段常值跟踪制导策略跟踪精度高,和最优轨道相比多消耗7%的燃料。本制导策略控制结构简单,易于工程实施。     

带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究

针对需要满足一定入轨姿态约束的发射任务,研究一种带有入轨姿态角约束的迭代制导算法在运载火箭中的应用。该制导算法在传统迭代制导算法的基础上,将控制姿态角的最优解析表达式,通过二阶近似,展开为与时间相关的二次函数,可以同时满足入轨点速度、位置和姿态角约束。阐述了迭代制导的基本原理,给出带有姿态角约束的迭代制导算法的推导公式。在有相同姿态角约束的条件下,该算法能够保证入轨精度,与传统迭代制导算法相当,且对姿态角约束有较好的控制效果,运载能力损失较少。仿真结果表明,该算法对故障工况及不同姿态角约束具有一定的适应能力。     

一种综合优势下的空空导弹接力制导混合优化方法

基于综合制导优势函数提出了一种接力制导的遗传粒子群混合优化方法。通过建立飞机对导弹的优势模型、飞机对目标的态势优势模型、敌方飞机对我方飞机的威胁度模型以及作战飞机效能优势模型四个子模型,给出了作战飞机综合制导优势评估模型。结合接力制导约束条件,建立以综合制导优势最大为目标的空空导弹中制导权移交决策模型,并给出了基于遗传粒子群混合算法的空空导弹接力制导优化方法。最后,对八架飞机接力制导四枚空空导弹的情况进行仿真,验证了该模型及算法的有效性和正确性。     

大气层外多拦截器协同跟踪与制导算法

针对大气层外多弹头多诱饵的进攻场景,采用多拦截器全拦截策略,提出了带故障诊断的协同跟踪算法、时间协同中制导律以及消除脱靶量的末制导律。首先,基于最小二乘算法以及误差传播理论,实现了局部信息融合以及测量方程的线性化,简化了非线性跟踪滤波算法的设计;并依托滤波算法,设计了传感器故障诊断算法,以排除其对跟踪效果的影响。然后,基于对拦截器和目标受力的合理简化,给出了相对运动解析解,设计了有限推力下的多拦截器时间协同中制导律以及末制导律,实现对多个目标的同时击毁。仿真结果显示,本文设计的协同跟踪与制导算法,可以有效估计目标的状态并排除故障传感器的干扰,实施对多个目标的时间协同拦截。     

火星大气进入段轨迹优化与制导技术研究进展

首先根据国际上实施的火星探测任务及未来火星着陆探测的发展需求,阐述火星大气进入段轨迹优化与制导的重要性。结合火星着陆环境和探测器的气动特性等,归纳出火星大气进入段轨迹优化与制导面临的挑战。在此基础上,结合未来火星着陆任务的安全精确着陆目标,梳理火星大气进入段轨迹优化与制导所需解决的关键技术,分析目前火星进入段轨迹优化与制导技术研究进展及发展趋势。最后,对未来火星精确着陆所需的进入段轨迹优化与制导技术发展方向进行了展望。     

滚转舰炮制导炮弹的空间多约束导引与控制一体化设计

在大口径舰炮制导炮弹打击近岸机动目标的末段,考虑攻击角、控制受限、视线（LOS）角速率测量受限等约束,提出了一种基于块动态面与扩张状态观测器（BDSESO）的多约束空间导引与控制一体化设计（IGC）方法。构建了滚转制导炮弹的空间导引与控制一体化的严块反馈串级模型,运用扩张状态观测器估计视线角速率和目标机动、建模误差、风等系统内外不确定干扰。为了在有限时间内零化视线角跟踪误差与视线角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端滑模,通过自适应动态面控制有效镇定串级系统并避免微分膨胀,引入自适应Nussbaum增益函数补偿控制受限的饱和非线性。通过Lyapunov理论证明了视线角跟踪误差、视线角速率的有限时间收敛性与全系统状态的一致最终有界性。半实物仿真实验表明：该方法使制导炮弹在打击具有不同机动形式的目标时,均具备较好的末制导性能。     

某型产品振动试验目标零位调整时间缩短的分析与实现

针对制导舱振动试验过程中遇到的目标零位调整时间过长的问题,对调零过程进行分析,发现目标模拟发射器在每枚产品振动试验时都要进行调整,才能符合产品振动试验的要求.而工作现场目标模拟发射器支架与目标模拟发射器之间不是刚性连接结构,使得整个振动试验因为需要目标调零而变得时间过长.改造升级现有支架和目标模拟发射器之间的连接座成为...     

基于打靶法的战机攻击导引方法研究

在以往战机空战攻击导引研究中, 仅考虑如何导引载机使之与目标的相对距离达到武器发射射程, 没有同时考虑拦截角度的需求; 或只考虑拦截角而不考虑相对距离的需求。针对这一不足, 本文在深入分析战机攻击导引理论问题的基础上, 创新地用打靶法, 同时考虑追击距离与拦截角度两末端约束, 进行攻击轨迹优化设计。大量仿真研究表明, 所设计的攻击导引方法, 不仅能很好地满足所需的相对距离和拦截角两末端约束, 而且具有较好的可实现性。本研究可为新一代战机导引攻击系统的研制与某型飞机的国产化设计提供参考。     

大气层外动能拦截器末制导分析

以大气层外动能拦截器拦截战术导弹弹头为研究目的，建立了拦截器的六自由度运动学，动力模型，以及拦截器的轨控和资控发动机推力特性和控制模型。提出了修正比例导引律的实现方案，进行了末制导过程的仿真，并分析了影响脱靶量的一些因素。仿真结果表明，在轨控和姿控发动机的作用下，拦截器可以直接命中目标。