拦截高速目标的比例与反比例导引捕获区分析

针对拦截高速目标的作战特点,分析了比例导引(PN)与反比例导引(RPN)的捕获区。首先,通过分析拦截弹与目标的相对运动关系,推导得到了顺轨和逆轨的零控拦截条件,此条件由目标和拦截弹的速度前置角以及二者速度比确定;其次,以拦截弹和目标速度前置角为坐标系,推导得到了PN以及RPN捕获区以及各自导航比设置范围。PN的捕获区由逆轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(N-1)的两条直线构成,RPN的捕获区由顺轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(-N-1)的两条直线构成;然后,利用函数对称性将PN与RPN捕获区转换到同一坐标区间,得到了相同条件下RPN捕获区要大于PN捕获区的结论;最后,开展了四种情形下的仿真,验证了本文捕获区分析的合理性及有效性。

大气层外拦截弹中段制导研究

大气层外拦截弹中制导的终端约束是拦截弹处于零控拦截流形上。针对目标与拦截弹引力加速度差的几种简化模型,推导了相应的零控拦截流形表达式,并进行了定量的精度分析。在此基础上,针对耗尽关机的固体燃料发动机,设计了基于剩余速度增量的制导律。通过构造虚拟剩余速度增量映射避免了剩余速度增量带来的计算奇异,并提高了制导精度对装药燃速偏差的鲁棒性。仿真表明,采用该制导律推力方向平稳,制导精度与相应的零控拦截流形精度相当且鲁棒性好。

基于零控拦截的EKV末段拦截弹道仿真

为找到一条理想的EKV末段逆轨拦截弹道,基于零控拦截的理想情形进行了相应假设,设计了零控拦截弹道确定过程,完成了EKV末段拦截弹道建模。根据公开的OBV飞行试验资料综合分析了EKV拦截时机和空域,从而为仿真环境的具体构建提供了有益参考,仿真结果与逆轨拦截的实际情形是相符的。

具有直接侧向力的拦截导弹复合制导控制设计

针对大气层内直接侧向力与气动力复合控制拦截导弹,提出了一种基于输出稳定的复合制导控制策略。该策略同时考虑了末制导精度和弹体动态响应,首先根据末制导系统数学模型选择零效脱靶量和弹体角加速度作为系统评价输出,然后计算维持末制导系统评价输出在零点所需要的控制量,最后在考虑不确定性和外加干扰的情况下,扩展附加切换控制,使得系统评价输出能够在有限时间内到达零点并确保闭环系统稳定。仿真结果表明,利用所提复合制导控制策略,在制导末段拦截高机动目标时达到了很高精度。

一种带航迹角约束的临近空间目标拦截中制导算法

针对采用双脉冲发动机的防空导弹拦截临近空间高速目标的多约束中制导问题,设计了一种基于逆轨拦截且满足过载收敛的预测-校正制导方法。该算法在基于由最优控制理论推导的满足终端位置、速度约束的ZEM-ZEV算法基础上,以具有航迹角约束的零控拦截流形作为交班条件,采用数值预测方法对剩余飞行时间进行高精度求解,通过在线动态生成初-中制导交班的速度方向和II脉冲发动机的开机时刻来降低中制导段需用过载。蒙特卡洛打靶仿真结果表明本文所提出的中制导算法能够满足带航迹角约束的零控拦截条件,对模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,具备重要的理论意义和工程应用价值。

考虑零控拦截的中制导最优弹道修正

针对临近空间防御作战问题,设计了考虑零控拦截的中制导段最优弹道修正算法。通过分析末制导阶段拦截弹和目标的相对运动关系,推导得到了零控拦截条件,此条件由目标和拦截弹的速度比以及二者速度矢量和视线之间的夹角唯一确定;针对目标信息更新造成的基准弹道不满足零控拦截条件的情形,提出了在中制导段进行最优弹道修正的方案,调整中制导和末制导交接班时刻拦截弹状态,以重新满足零控拦截条件;通过对基准弹道满足的最优化条件以及横截条件进行再次求导,推导得到了控制量的补偿量,此补偿量的求解考虑到了拦截弹的初始状态偏差以及终端约束偏差,确保了指令解算的可实现性。通过仿真验证了所提方法的有效性以及优越性。

适用于大距离拦截问题的零控脱靶量计算方法

对于中制导后具有较长滑行距离的大气层外拦截问题,为了精确确定零控脱靶量,两飞行器间的重力差必须被合理考虑。利用牛顿二项式定理及现代控制理论推导了两飞行器间相对运动状态解析表达式,并利用牛顿迭代法计算零控脱靶量发生时刻,最后得出一种快速而又具有较高精度的预测零控脱靶量改进方法。为验证预测方法的精度,介绍了几种常见的零控脱靶量计算方法并进行了数学仿真,仿真结果表明改进的ZEM预测方法具有明显的应用优势。

基于零控脱靶量的大气层外拦截中制导研究

针对大气层外拦截中段采用耗尽关机固体燃料发动机的情况,设计了基于零控脱靶量的鲁棒中制导律。推导了系统状态转移矩阵,通过数值方法求解得到考虑地球扁率J2摄动项的拦截器零控脱靶状态,在此基础上将推力分解到视线方向和垂直视线方向,并根据垂直视线方向需要速度增量大小设计了推力分配比例系数,使得推力方向平稳变化且能快速减小系统的零控脱靶量。仿真表明,所设计的中制导律简单、可靠,便于工程实现,能有效提高拦截精度,并对发动机工作参数具有较强的鲁棒性。

空间拦截零控脱靶量与末段制导能量需求的近似计算

基于理想二体假设下的弹道方程解析式,忽略重力在拦截末段对拦截器和目标运动状态的影响,推导了空间拦截初始制导偏差与终端零控脱靶量之间的线性近似计算式,并以速度增量的大小来近似描述拦截末端主动寻的制导段的能量需求,给出了拦截末段制导最小能量需求与零控脱靶量、探测距离之间的近似关系。通过数字仿真测试了近似计算的准确性。

基于微分改正的Lambert拦截摄动修正方法研究

在大气层外远距离拦截中,基于二体理论的Lambert制导方法可以用于固定时间拦截的初始变轨段制导,但由于实际存在的各种轨道摄动因素影响,会产生较大拦截偏差。提出一种基于微分改正算法的Lambert拦截摄动修正方法,在初始变轨制导段补偿轨道摄动因素对零控脱靶量的影响,以避免在末制导段进行过大的偏差修正。仿真结果表明,该摄动修正方法合理、有效,可以在只增加较少燃料消耗的情况下,快速进行初制导修正,大大提高远距离拦截的制导精度。

空间目标拦截零控脱靶量的近似计算

基于理想二体下的弹道方程解析式和Taylor线性化方法,忽略重力在拦截末段对拦截器和目标运动状态的影响,推导了空间拦截初始制导偏差与零控脱靶量之间的近似计算公式.测试结果表明该近似算法得到的零控脱靶量与真实值比较接近,在较小初始偏差条件下,简化的近似计算公式能给出满意的结果,所得零控脱靶量可用于空间动能拦截制导系统的初步设计与分析.

拦截临近空间飞行器零控脱靶量计算方法

为精确预测拦截高速飞行的临近空间飞行器时的零控脱靶量,根据拦截临近空间飞行器的特点对拦截弹及目标飞行器动力学模型进行了合理简化,推导了拦截弹与目标飞行器相对运动状态解析表达式,得出了一种具有较高精度的零控脱靶量解析计算方法。为验证该算法精度,建立了尽可能接近真实情况的动力学模型,并采用数值积分方法进行仿真对比,结果表明该算法精度较高。将该算法应用于一个简单的中制导律,证明了其在拦截临近空间飞行器时的可行性。

提高零控脱靶量预测精度的一种方法

对于大气层外拦截问题中以零控脱靶量(ZEM—zero effort miss)作为指标的预测制导方法,其ZEM的预测精度直接影响到最终的拦截任务.在线性化平方反比引力模型下,给出了基于目标轨道坐标系的ZEM预测算法,导出ZEM发生条件,并提出一种提高ZEM预测精度的方法,即通过初值轨道角速率的选取可明显改善算法的预测精度.同时将该算法与地心赤道惯性坐标系下的ZEM预测算法进行了比较研究,数学仿真结果表明该预测算法精度较高,具有一定的工程应用价值.

考虑零控交班视窗角约束的拦截中制导设计

针对临近空间防御作战问题,提出了一种考虑零控拦截和交班视窗角约束的中制导算法。首先基于零引力差假设分析了中末交班零控拦截条件,利用该条件可将零控拦截和交班视窗角约束向终端状态约束进行转化,为多约束中制导设计提供了更简便的思路;通过引入低维权重矩阵及控制量的谱表达式,推导了一种时间固定下的广义拟谱模型预测静态规划算法,并结合Legendre伪谱法和自适应Gauss-Lobatto积分,提高了算法计算效率,最后将其用于本文中制导设计。仿真结果表明:本文设计的中制导算法能满足零控交班约束,所需控制成本较小,制导精度和计算效率较高,且通过Monte Carlo打靶分析,在满足实时性要求前提下,对初始状态扰动和参数摄动情况仍具有较强鲁棒性。

固体运载器耗尽关机制导方法研究

针对固体运载器耗尽关机的制导问题,提出一种基于零控拦截流型的耗尽关机制导方法。在闭路制导阶段,考虑目标和运载器存在引力加速度差时,基于零控拦截流型推导一种显示的制导方法,该制导方法形式简单,制导精度高,通用性强。在能量管理阶段,设计适用于零控拦截流型下的能量耗散管理方法,该制导方法降低了能量耗散末段姿态剧烈抖动,又保证了运载器处于零控拦截流型上。通过仿真表明,该耗尽关机制导方法能够保证运载器在关机时刻处于零控拦截流型之上,并高精度命中目标。

航天器末端拦截自适应博弈策略

针对航天器末端拦截博弈问题,基于微分对策理论研究了各星的博弈策略。根据拦截空间是否具有防御器将博弈态势分为双星博弈和三星博弈。首先考虑拦截器与目标的双星博弈态势,以终端脱靶量为指标设计了相对博弈策略,并提出时间分析方程以提高策略对不同拦截态势的自适应性。然后,考虑具有防御器的三星博弈态势,提出了博弈切换策略将其化为分段双星博弈,并将双边时间方程扩展到三星博弈中,使拦截器在不被防御器反拦截的情况下,实现对目标的快速拦截。最后仿真分析了博弈策略与时间分析方程对航天器拦截博弈问题的有效性。

导引头测量误差对拦截器轨道修正能力的影响

大气层外动能拦截器末段的轨道修正能力与制导方式有关,通过仿真计算研究某种制导方式下,导引头测角速率误差对轨道修正能力的影响。仿真结果表明,随着导引头测量误差逐渐增加,轨道修正能力逐渐减小。在导引头测量误差较大时,通过适当改变轨控发动机的开关门限,可以增大轨道修正能力。研究结果表明,为了得到较高的轨道修正能力,需要根据导引头的性能参数,对各种制导控制参数进行优化设计。

装药量对动能拦截器轨道修正能力的影响

大气层外动能拦截器末段的轨道修正能力与制导方式有关,通过仿真计算研究某种制导方式下,装药量对轨道修正能力的影响。研究结果表明,动能拦截器的轨道修正能力与中末交班时的零控脱靶向量的方向有关,其方向性随着装药量递减具有一定的变化规律:当装药量充足时,由零控脱靶向量的2个垂直分量构成的"拦截域"形状近似为正方形,随着装药量逐渐减少,"拦截域"的形状由充足时的正方形逐渐萎缩为圆角正方形、圆形、菱形和星型,"拦截域"的面积和尺寸也逐渐缩小。

多星博弈拦截Nash和Pareto策略研究

针对多星博弈拦截问题,基于微分博弈对策研究了各航天器的博弈策略。分别讨论了多颗拦截器的非合作Nash反馈策略,以及合作Pareto反馈策略。首先针对Nash均衡,各拦截器以终端零控脱靶量为指标设计了博弈策略,而目标的策略以终端脱靶量的加权和进行设计。进一步,考虑各拦截器采取合作方式进行拦截,相应的博弈策略基于单一指标的凸组合进行设计,而目标的策略保持不变。通过比较,Nash反馈策略与Pareto反馈策略相同,使得拦截器可以采取非合作模式实现合作拦截的目的。最后仿真分析了2颗拦截器对同一目标进行拦截的博弈态势,表明了本文提出的博弈策略对多星博弈问题的有效性。

基于线性重力差模型的拦截弹中制导技术

针对机载动能拦截弹的中制导段气动力作用可忽略且存在无法实时精确计算重力偏差等特点,提出了一种基于线性重力差模型的预测制导方法。通过线性模型逼近中制导过程中拦截弹与目标之间的重力偏差,以此为依据调整拦截弹的推力矢量并将重力偏差值消除。在此基础上采用延迟点火的策略使得拦截弹的拦截器助推级更好地修正预测模型与实际情况的偏差,经过仿真验证可以将整个中制导段的脱靶量限制在一个较小数值,从而为末制导段提供良好的初始条件。