基于可达区在线预测的GPI中制导协同拦截策略

针对临近空间高超声速滑翔目标防御中存在目标机动能力强、机动意图不明确的问题,提出一种基于可达区在线预测的滑翔段拦截器(GPI)中制导协同拦截策略。基于滑翔弹道解析解给出针对目标横程机动的可达区在线预测方法。利用多项式拟合和反向传播(BP)神经网络给出GPI标控弹道的纵程可达区在线预测方法,并利用弹道解析解进一步给出拦截弹的横程可达区在线预测方法。通过对目标和拦截弹可达区在线预测,引入多弹协同思想,实现拦截弹可达区对目标可达区的覆盖,完成协同拦截策略的设计。拦截仿真分析表明:所提协同拦截策略可有效应对目标的倾侧反转机动。

基于偏航机动的常推力定点着陆制导方法

实现定点着陆终端位置速度六分量控制通常需要发动机推力可调。提出了一种通过偏航机动实现固定推力下的定点着陆制导方法。该方法通过偏转航向角,调节发动机输出在下降轨迹平面内的分量,从而实现航程控制;为了消除推力方向偏转产生的横向位置、速度偏差,设计了偏转角符号调整策略,使得着陆器在水平面内呈“之”字形运动,以一定推进剂为代价,最终保证了下降着陆终端位置、速度的全部可控。仿真表明,所提方法简单有效,易于工程实施。

地心甚高轨道星座构形协同捕获控制策略

针对地心甚高轨道星座构形协同捕获控制问题,基于虚拟编队方法设计了协同捕获控制策略,采用三脉冲燃耗最优轨迹规划算法对构形捕获轨迹进行协同规划;并且结合自适应全程积分滑模控制器对卫星各自转移轨迹进行跟踪控制。以10万km轨道高度的三星星座构形捕获为例进行仿真验证,仿真结果表明:该策略可以有效应用于地心甚高轨道星座构形捕获控制,能够在燃耗较少的情况下使星座中卫星同时到达各自的标称位置,同时具有较高的精度。

基于自适应横程走廊的再入滑翔飞行器改进预测校正算法

针对再入滑翔飞行器(reentry gliding vehicle,RGV)预测校正制导算法中规避逻辑和制导逻辑相分离的问题,提出了一种基于自适应横程走廊的融合算法。首先,通过飞行器侧向运动轨迹与禁飞区的相交关系,动态引入规避逻辑;同时,提出禁飞区有效映射横程来量化影响飞行轨迹的禁飞区区域;最后,设计自适应横程走廊,动态调整走廊边界,控制倾侧角的翻转,实现规避逻辑和侧向制导逻辑的融合。仿真结果表明,在本文方法下,飞行器可以针对不同情况的禁飞区实现有效制导,对再入扰动具有一定的鲁棒性,并与制导逻辑和规避逻辑分离设计的算法相比,在保证制导精度的同时,具备更少的倾侧角翻转次数。

基于综合变轨的高轨远程自主交会规划方法

基于近圆偏差线性方程研究了高轨远程交会问题,基于面内三脉冲变轨策略建立了双层非线性规划模型。外层采用粒子群算法对第1个和第2个脉冲纬度幅角进行寻优,对传统固定在远地点或近地点的方法进行改进。在确定第1个和第2个脉冲纬度幅角后,内层采用近圆偏差线性方程,快速迭代求解第3个脉冲纬度幅角和3次脉冲的速度增量。仿真结果表明,所提规划方法可用更小的燃料代价在指定时间内到达指定的变轨终端,具有工程应用价值。

基于改进预测校正的时间协同再入制导方法

针对高超声速飞行器再入滑翔过程的时间协同问题,提出一种基于开环式协同结构的时间协同预测校正制导律。所提制导律不依赖于各飞行器之间的实时通信,通过预先设置期望飞行时间进行协同信息共享。纵向制导律在传统预测校正的基础上进行改进,引入归一化加权误差,同时考虑剩余航程误差与剩余飞行时间误差,采用全弹道积分预测剩余航程和剩余飞行时间,每个制导周期通过牛顿迭代法求解倾侧角幅值,完成兼顾时间协同和空间精度的纵向制导过程。仿真实例表明:通过选择合适的加权误差系数,所提制导律可实现对再入飞行时间的有效调节,导引多飞行器在期望飞行时间到达指定再入交班点。蒙特卡罗仿真验证了所提制导律的鲁棒性。

多禁飞区在线遭遇的自主规避再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器再入过程中遭遇多个未知威胁的规避突防需求,提出了一种多禁飞区在线遭遇的自主规避再入制导方法。将多个在线遭遇的禁飞区连续规避问题抽象为序贯决策问题,设计了一种基于强化学习的解决方案以提高飞行器的自主规避能力。充分考虑强化学习智能体的泛化能力和训练效率,建立了禁飞区规避问题的马尔科夫决策过程。在此基础上,设计基于模糊控制策略的多智能体协调决策方法,为每一个在线遭遇的禁飞区分配航向决策智能体进行独立航向决策,根据实时环境评估各禁飞区的威胁程度并协调生成航向指令。理论分析和数值仿真表明,此方法能够使飞行器在满足终端约束和过程约束条件下,在多个在线遭遇的禁飞区场景中实现有效规避,具有良好的鲁棒性和泛化能力。

基于新特征参数的再入滑翔飞行器机动模式智能辨识

再入滑翔飞行器的机动模式辨识问题是拦截方实现对其轨迹预测的关键。提出了一组与飞行器轨迹机动特点贴合的特征参数,根据构建的RGV机动模式轨迹库,搭建了LSTM深度学习神经网络,实现了对RGV机动模式的智能辨识。与传统模式辨识方法和其他典型特征参数的辨识网络进行对比,结果显示文中所提特征参数在LSTM机动模式辨识网络训练中具有收敛速度快、辨识精度高和鲁棒性好的特点。

中远程空空导弹目标截获概率仿真计算

分析了影响中远程复合制导空空导弹截获目标的主要因素,建立了捷联惯导误差模型、载机雷达观测误差模型、雷达导引头误差模型等,提出了用蒙特卡洛法的方法计算截获概率,并给出仿真实例。仿真结果表明了模型和算法的有效性和实用性,为分析捷联惯导、载机雷达等对目标截获概率的影响提供了方法和支持。

远程导引可行飞行方案寻求算法研究

提出了一种寻求远程导引可行飞行方案的算法 ,能够满足远程导引对测控、日照、燃料和时间等各方面的要求 ;重点论述了 L ambert一次变轨方案 ,给出了算法的具体步骤和主要模块的实现方法 ;最后给出了一个算例 。

基于LQR的弹道跟踪制导律设计

针对防空导弹弹道跟踪问题,基于线性二次型调节器(LQR)理论设计了2种弹道跟踪制导律。首先,以时间为自变量,对导弹质点运动模型线性化,得到第一种线性化模型;接着,为提高模型精度和允许扰动范围,以导弹X坐标为自变量对导弹质点运动模型线性化,得到第二种线性化模型;然后,针对2种线性化模型,利用LQR理论分别设计跟踪制导律,并给出制导指令计算公式和制导流程;最后,在一定外界干扰作用下,将所设计2种跟踪制导律应用于导弹质点运动仿真,并从抑制随机风干扰、消除初始偏差等方面对2种制导律进行比较。结果表明,2种制导律都能实现弹道精确跟踪,且基于第2种线性化模型设计的跟踪制导律各项性能均优于第1种跟踪制导律,说明基于导弹X坐标线性化的模型精确度较高,适用于弹道跟踪制导律的设计。

具有落角约束的弹道导弹再入末制导律设计

针对弹道导弹再入段带有终端落角约束的末制导问题,本文基于最新发展起来的模型预测静态规划技术,设计一种既可以精确地打击地面目标、又可以满足终端碰撞角要求的非线性次优制导律.本文针对弹道导弹打击地面静止目标和机动目标等飞行场景进行了数值仿真,仿真结果表明:采用该制导律可以使在整个再入飞行场景中控制能量较小.与其他具有落角约束的制导律相比,该制导律并没有对非线性运动模型采用线性化的假设,且其计算复杂性明显低于基于最优控制的终端角约束制导律.

多阶段高斯伪谱法在编队最优控制中的应用

针对编队协同攻击时间最优控制问题,首先通过分析编队协同攻击作战过程,将编队协同攻击任务划分为编队形成、编队保持和协同攻击三个阶段。在简化控制延迟与效率的基础上,建立三阶段通用的空间运动方程。然后结合各阶段的任务特点,综合考虑弹间防碰、期望队形参数、交班误差、导弹自身控制限制,及攻击目标精度等因素,建立各阶段的最优控制模型。基于高斯伪谱法,提出编队形成-保持-攻击一体化的时间最优控制算法。通过大量仿真,在合理选择勒让德-高斯(LG)节点的前提下,利用该方法可快速得到优化的控制指令,弹道及约束性能的仿真结果显示,编队协同攻击全过程可满足任务需求及相应约束限制,校验了算法的可行性。

基于DDPG的变外形航天飞行器碰撞规避的轨迹规划方法

针对变外形航天飞行器制导与变形决策强耦合问题,提出了基于深度确定性策略梯度(Deep Deterministic Policy Gradient,DDPG)变外形碰撞规避的轨迹规划方法。依托变形参量建立变外形航天飞行器运动学模型,设计具有射程误差校正功能的纵向制导律和基于视线角偏差的横向制导律,实现绕飞障碍物并保证制导精度。建立适用于连续变外形的马尔可夫决策模型,以攻角、马赫数以及飞行器与障碍物的相对距离为状态空间,设计考虑碰撞的势场惩罚函数及满足制导精度的奖励函数,并构建DDPG网络实现状态空间到动作的尺度变换,得到最优外形决策指令。仿真结果表明:与固定外形航天飞行器相比,通过对外形最优决策,提高了航天飞行器制导精度和横向避障能力,降低了对机载雷达感知能力的要求,节省了感知成本。

遗传算法在质量矩导弹姿态控制中的应用

研究了三轴稳定控制系统的姿态控制问题.建立了内部带有3个可移动滑块的数学模型.利用RBF(Radial Basis Function)网络的快速自学习以及自适应特性,将其作为控制器不断调整滑块的位置.同时利用遗传算法(GA)的全局、并行寻优及增强式学习能力对神经网络控制器的权系进行优化.通过对滑块位置的协调控制,改变导弹的飞行姿态.最后讨论了滑块运动特性对系统性能产生的影响并对系统稳定性进行了分析.仿真结果表明该控制律能在保证系统稳定的情况下有效地实现导弹的姿态调整,并且提高了系统的动态响应品质.

激波光学折射和反射效应对激光近程目标探测影响研究

由于飞行器超音速飞行产生的激波,对其上的激光近程探测系统的激光光波传输产生折射和反射效应,引起测距误差和杂波影响。结合光学理论,提出了一种基于激波前后空气密度比的激波折射和反射效应的简洁工程算法,并推导出激波折射效应引起的测距误差公式和激波反射效应引起的杂波功率公式,从宏观角度对上述两种效应进行了仿真计算和分析,从而为激光近程探测系统的研究提供理论依据和方法。

导弹直接侧向力机动突防方案设计

针对敌方不同来袭方位的拦截弹,提出了一种可用于导弹末段侧向力机动的突防方案。在建立拦截弹和导弹的相对运动模型基础上给出了脱靶量与视线转率、相对距离和机动加速度的解析表达式。以拦截弹在视线系Z向上的脱靶量达到最大值作为性能指标,对机动发动机开启时刻进行优化确定。同时通过分析机动发动机与Y向舵偏的不同组合方式对导弹的速度增量及交会角的影响,确定机动发动机的推力方向应与气动力方向一致,并使交会角明显减小。仿真结果表明,此方案能使导弹最终落入拦截弹杀伤半径10 m之外,成功实现突防。

快速景象匹配算法控制策略

为提高景象匹配算法的匹配性能,分析匹配算法设计的基本思路及常见两类匹配算法的优缺点,提出采用一定的控制策略以加快匹配速度,进而提高匹配效率的思想,给出几种匹配控制策略的设计思路。以归一化积相关景象匹配算法为例,采用先粗后精的分层匹配策略,实现了算法的加速,通过大量的匹配仿真实验,验证了该匹配控制策略的可行性、有效性。

基于独立象元数计算的景象匹配精度分析方法

景象匹配精度与正确匹配概率是决定组合导航系统精度的重要指标。建立了新的求解图像独立象元数的方法,在进行景像匹配过程的同时由独立象元数、信噪比和相关函数统计值得到匹配精度及正确匹配概率。理论推导和仿真分析表明,本文的景象匹配精度分析方法合理,结果符合工程背景,文中的结论可以用于景象匹配辅助导航系统性能的精确分析。

考虑不确定复合控制系统动态特性的前向拦截三维导引律

为实现高空高速目标的精确拦截,研究了考虑直接力气动力复合控制动态特性及不确定性的前向拦截三维导引律设计方法。对采用复合控制的慢旋导弹的动力学模型进行了线性化处理,在气动舵控制的基础上设计连续直接力,然后对其进行离散化处理,避免复杂的控制分配问题。在三维弹目相对运动模型和不确定导弹动力学线性化模型的基础上,利用时标分离的思想将系统划分为慢变子系统和快变子系统,应用基于李雅普诺夫稳定性理论的鲁棒控制方法对慢变子系统和快变子系统分别进行鲁棒动态逆设计,得到考虑不确定复合控制系统动态特性的前向拦截三维导引律。对单通道控制和双通道控制的情况分别进行了仿真研究,验证了本文方法的正确性和有效性。