月球引力转弯软着陆的制导控制研究

对于月球引力转弯软着陆过程 ,采用反馈线性化方法 ,对高度和速度信息分别设计了跟踪制导控制律 ,并应用微分几何的有关理论证明了这两种跟踪制导控制系统的李雅普诺夫稳定性。此外 ,根据软着陆系统推力、燃料和状态的约束条件 ,给出了引力转弯着陆过程初始条件的可达集合。最后给出的软着陆跟踪制导实例 ,只需要测得斜向距离、速度和姿态角度信息。这种制导方法测量简单 ,适于低成本的软着陆任务。     

东亚上空的鹰——韩国F-15K型战斗/攻击机

韩国谋求战略型空军的诉求：F-15K战斗机通过更换最新武器电子设备，已达到“三代半”战机的水平，在今后10多年里，它将是远东最先进的作战飞机，它的到来也意味着韩国空军未来将在远东安全与稳定方面发挥举足轻重的平衡作用。根据韩国国防部制定的《2006-2015年来来发展计划》，韩国空军将从被动的“本土防御型”向“攻防兼备型”转变，建立一支以首部为中心，作战半径1800千米，能在广阔的范围内实施空中机动作战，具有远程空中精确打击能力和较强威慑能力的战略型空军。     

破顶神剑 现代大口径制导迫击炮弹

在步兵的作战武器中，迫击炮越来越受到重视，这是因为它的性能在不断地提高，迫击炮弹的有效载荷更大，杀伤力更强，射程更远，也更为便携和容易使用，美军在阿富汗边境反恐作战中发现，在山地作战时，各种身管压制火炮，战术导弹都很难有效攻击点目标，山地丛林和城市作战经验表明，[编者按]     

动能拦截器末制导启控点的BP网络方法

为了提高拦截精度并减少燃料消耗,研究了动能拦截器KKV(Kinetic Kill Vehicle)比例末制导律下末制导启控点的选择问题.定义了末段制导启控时的期望位置;通过BP(Back Propagation)网络研究期望位置和目标弹道角之间的非线性关系;利用训练后的网络输出期望位置,仿真实验证实期望位置下启控末制导,可以有效地保证拦截精度并减少末制导过程的燃料总消耗.利用该方法获得的期望位置可以实时指导KKV在中末制导交班段调整自身位置.      

韩国研制成功巡航导弹

2006年9月21日，韩国三大报之一的《中央日报》头版头条报道，韩军和国防科学研究所经过10多年的势力．终于成功研制出可以实施精确打击的巡航导弹．这使韩国军队首次拥有了本国提供的此类先进武器．对加速韩军国防现代化进程具有重要作用。[第一段]     

基于Web的带宽自适应组件化多媒体监控系统

当前的分布式多媒体监控系统存在通用性、易用性和扩展性不足等缺点,且不能自适应多种网络状况.为解决其通用性、易用性问题,参考流媒体系统结构,给出了基于Browser/Server模式的监控系统结构.为增强其可扩展性,在DirectShow技术基础上,设计了基于COM的监控系统软件结构.采用带宽自适应的策略和方法,实现了系统对多种网络状况的动态自适应.      

基于最优化问题的混合再入制导方法

在深入研究机动再入飞行器标准轨道和预测制导方法的基础上,针对标准轨道和预测制导相结合的制导方法,分析了由预测制导指令延迟引起的误差,提出了误差补偿策略.根据最优化理论,设计了相关性能指标函数,提出新的预测制导算法.并结合标准轨道法,通过对有限几个特征点位置上引入预测制导,形成了一种基于最优化问题的混合制导方法.有效减小了预测制导指令的解算时间,进一步降低了落点误差.仿真结果表明,该方法既具有较强的抗干扰能力和较高的制导精度,又具有一定的工程实用价值.     

火星探测直接转移轨道精确求解研究

针对火星探测直接转移轨道精确求解问题, 提出了一种快速微分修正算法. 基于二体模型建立控制参数和目标参数偏差关系的数学模型, 并由此求解系统的偏导数矩阵; 采用B平面参数作为中间变量, 对算法进行两层迭代设计, 有效地减少了求解过程中的积分运算次数. 以2018年火星探测机会为例对算法进行了验证, 仿真结果表明, 利用圆锥曲线拼接法得到的轨道初值, 求解一条标准轨道只需6~9次积分迭代. 通过STK对计算结果进行了对比和验证.      

基于模糊逻辑的预测再入制导方法

在研究再入飞行器预测制导基础上,针对实时性要求,提出了一种基于模糊逻辑系统的模糊预测制导方法.首先研究分析了再入飞行器落点纵程与飞行高度、弹道倾角三者之间的联系;设计了以再入飞行器落点偏差和飞行高度为输入,弹道倾角角速度为输出的模糊逻辑系统;并在此基础上根据专家经验制定模糊规则,设计模糊预测制导算法.该方法避免了一般预测制导在形成弹道倾角修正指令时所需要的大量迭代运算,有效减小了预测制导指令的解算时间,为再入飞行器在再入过程中全程使用预测制导提供了可能.仿真结果表明:该方法实时性好,落点精度高,抗干扰能力强,且具有一定的工程实用价值.      

高超声速飞行器自适应BTT末制导律

针对高超声速飞行器末段打击问题,提出了具有自适应能力的比例导引律,实现了高精度定点定向打击.通过纵向进入条件的分析,设计了一种提高比例导引进入时间的收敛策略,从而使飞行器有足够的时间进行横纵向调整,保证了落角落点约束的满足.由于制导参数直接影响落点和落角的精度,而飞行器动力学约束会导致无法理想响应制导指令,因此设计了一种闭环非线性自适应律,通过在线选择制导参数确保飞行器以高精度命中目标.仿真结果表明了该末制导方法的有效性和准确性.