视场角受限的三维攻击角度控制导引律

考虑末制导阶段捷联导引头视场角限制及攻击角度约束,提出一种基于三维比例导引攻击角度控制的导引律。首先,利用三维矢量制导模型和四元数理论实现三维比例导引的攻击角度预测,进而基于空间几何原理设计一种能够满足视场角约束的三维比例导引攻击角度控制方法。对闭环制导动力学进行分析,并采用李雅普诺夫原理证明视场角受限情况下的制导误差收敛性。分析该制导方法在导弹速度大小变化情况下的轨迹不变性,进而保证制导方法在速度大小变化情况下的有效性。理论分析和仿真校验结果说明了该方法的正确性和有效性。提出的方法可为视场角受限下的攻击角度控制导引律设计提供参考。     

探空火箭定时定点入轨的一种制导控制规律

针对特定探测天体,给出了特殊用途的探空火箭与其实现空间交会的时刻与地点的计算方法.根据特定天体的运行轨道,发射前算出标称交会飞行轨道,装订在箭载计算机内.火箭发射后,利用箭载惯性导航系统确定自身当前的位置与速度,比对标称飞行轨道参数得出飞行偏差,通过控制火箭推力偏斜调整飞行轨道,使探空火箭在交会时刻到达交会点,并在交会时刻相对与惯性空间的速度为0.定义了研究所用的各种坐标系,建立了火箭飞行动力学方程.研究了标称飞行轨道最优交会点选取,交会时间与发射时间计算等问题.给出了发射后动力飞行段的制导控制规律,核心思想是将控制信号分解为时间控制、当地水平面上的海拔高度控制、南北控制与东西控制,通过设置偏置量减小关机后轨道摄动因素引起的漂移.利用计算机数值仿真验证了这种制导控制规律的可行性.     

BTT导弹三维制导控制一体化建模与仿真

针对带有一定机动能力的飞行目标,结合弹目运动关系与导弹自身的动力学特性,给出了倾斜转弯(BTT)拦截导弹的俯仰、滚转、航向三通道独立制导控制一体化(IGC)设计。首先分别建立三通道数学模型,并给出了指令信号的计算形式,随后设计了基于动态面的IGC反步控制算法,最后在三维空间下进行目标拦截仿真验证。仿真结果表明,所建立的三通道模型能够充分描述目标与导弹之间的运动关系,设计的算法能够实现导弹对目标的精确拦截,且具有一定的抗机动能力。     

满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法研究

某些空间载荷会对入轨精度和入轨姿态同时提出很高的要求,应用于运载火箭控制系统的摄动制导方法的入轨精度无法满足要求,而传统的迭代制导方法无法约束终端的入轨姿态。为此提出了一种满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法,该方法通过二次曲线形式规划整个真空段的飞行制导程序角,实时满足位置、速度与终端姿态约束,从而可以使得火箭以期望姿态角实现高精度入轨。算例结果表明,该方法能同时保证高精度的入轨指标和入轨姿态,并能适应偏差状态、约束姿态角变化与轨道根数小幅变化,具有较高的工程应用价值。     

一种基于恒星分布的星敏感器导航星库制作方法

为了进一步提升星敏感器的定姿精度,分析了恒星的空间几何分布对姿态精度的影响,提出了一种基于恒星分布的星敏感器导航星库制作方法。在分析对比了现有星库的基础上,选择了精度较高的依巴谷星库作为基础星库,并剔除了暗星和双星以精简星库。遍历全天球对每个视场的星库中的空间几何分布进行分析对比,删除定姿较差的3颗星。对星库进行遍历补偿,保证了星库中恒星分布的均匀性。实验结果表明,全天球轨道测试中,本文方法制作星库的全天识别率为100%,且星颗分布数10颗以上天区占到97.64%,具有良好的覆盖性,同时有效提升了姿态精度。     

复合制导中的优化制导律研究

研究了飞行器精密制导方式之一复合制导律优化问题，首先给出了采用串联式复合制导飞行器的几咱中、末优化制导律，利用文中所述改进的最速下降优化方法，选择了中制导采用最佳预测制导律，末制导制采用改进的比例导引律的比例系数Ｋ的最优值，最后结合实便进行了仿真计算。     

Kinematic modeling and control of a novel pneumatic soft robotic arm

A novel soft robotic arm(SRA) composed of two soft extensible arms(SEAs) and a soft bendable joint(SBJ) for space capture systems is presented in this paper. A diamond origami pattern was applied in the design of the SEAs, and large deformations of the SEAs in positive pressure were simulated using the nonlinear finite element method. A kinematic model of the SRA using the Denavit–Hartenberg method based on the assumption of constant curvatures was proposed. A closed-loop model-free control syst...     

A unified formulation of optimal guidance-to-collision law for accelerating and decelerating targets

This paper provides a unified formulation of optimal guidance-to-collision law for a target with an arbitrary acceleration or deceleration. The collision course for general target acceleration or deceleration is first determined from the engagement geometry in conjunction with the nonlinear engagement kinematics in the proposed approach. The heading error defined in the collision course is then adopted as a variable to be nullified for accomplishing the intercept condition.The proposed guidance ...