子母导弹反无人机集群制导策略

针对中远程反无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)集群的制导问题,提出了一种子母导弹拦截UAV集群的作战构想与制导策略。首先,综合考虑UAV目标的位置分布与威胁程度,提出了集群威胁“重心”的选取方法,将集群目标转化为空间中的一个点目标;然后,分析了子拦截弹对UAV目标的零控拦截条件与捕获区,得到子拦截弹对目标的可拦截性约束条件,另外结合母舱探测视场角约束、母舱探测距离约束、母舱制导约束,提出了子拦截弹“释放点”的选取方法,为母舱制导提供了目标点;最后,对集群威胁“重心”与子拦截弹“释放点”的计算模型进行了仿真,证明了所提制导策略的有效性。所提出的制导策略,为解决子母导弹拦截UAV集群的制导问题提供了参考。

针对机动目标的三维实时滚动优化制导策略

为解决目标机动策略未知条件下的飞行器拦截问题,提出一种基于神经网络的三维滚动优化制导策略。首先,针对全局最优导引律终端时刻难以确定的问题,在滚动时域优化框架下,引入零效脱靶量设计局部最优导引律,并使用粒子群优化算法进行求解。其次,为了提高制导律在线求解效率,构建神经网络,对优化算法滚动求解得到的若干组制导训练数据进行离线学习,并将经过训练的网络用于制导指令在线滚动优化。仿真结果表明,神经网络滚动优化制导策略对采取各类机动方式的目标均具有较好的制导性能,有效提高了制导指令在线优化效率,可以为飞行器制导律实时滚动求解提供参考。

载人登月近距离交会制导策略分析

针对载人登月任务需要兼顾正常交会和应急交会,交会制导方案必须适应近圆和椭圆等不同轨道类型的问题,通过分析比较LAMBERT制导、T-H制导和C-W制导性能,对载人登月近距离交会制导策略进行了分析。提出分段使用LAMBERT制导和C-W制导设计近距离交会综合制导策略,数学仿真验证了所提出策略的有效性。研究表明:在寻的段LAMBERT制导的通用性更好,综合性能更具优势;而在接近段,C-W制导的综合性能更优。

新媒体话语引发的文化问题及制导策略

新媒体话语表达的主体化倾向、游戏化特征、模因性效力,助推着社会文化的创新精神和民主意识,促进了草根文化繁荣和社会文化多元,同时也引发了不容忽视的文化问题,外在表现是"史翠珊效应"和"塔西佗陷阱",而其症结则是"娱乐至上"和"信仰缺失"。本文从语言的文化制导功能出发,提出以改善语言环境构建良好社会文化生态的设想,希望通过改变权威话语模式、实施话语引导策略、建立不健康用语控制机制等举措,引导社会文化良性健康发展。

实现快速轨道大机动的混合制导策略研究

主要研究了在有限推力情况下远程快速轨道交会的制导控制问题,提出了采用速度增益制导结合E制导的混合轨控方案实现两冲量轨道精确交会。通过仿真验证,各方向制导位置控制精度在100 m量级,各方向速度控制精度在m/s量级,2种制导方法能很好地实现交班转换。该方法工程可实现性好,可满足远程快速轨道交会制导要求。

天线罩误差下基于ADP的机动目标拦截制导策略

针对导弹导引头存在的天线罩误差,提出了一种基于自适应动态规划(ADP)的制导策略。不同于传统处理天线罩误差的估计与补偿方式,避免了估计过程中产生的误差影响。在导弹拦截机动目标的场景下,将拦截问题转化为鲁棒最优控制问题。设计了一种既可以消除天线罩误差和目标机动影响,又可以保证控制能量最小的代价函数。通过构造评价网络,利用自适应动态规划来求解近似鲁棒最优制导策略,并附加鲁棒控制项得到最终的机动目标拦截制导策略。采用李雅普诺夫稳定性理论证明了权值误差的一致最终有界和闭环系统的渐近稳定。仿真结果验证了所提出制导策略对天线罩误差下拦截机动目标的有效性。

基于航向约束的无人艇位姿保持制导策略

针对欠驱动无人艇位姿保持控制中无法同时兼顾位置和首向角约束的问题,提出了基于航向约束的位姿保持制导策略.首先建立了以无人艇期望位姿为原点的固定坐标系,并将坐标系划分为3个区域:可到达区域A、B和不可到达区域C.在可到达区域内无人艇可依靠前向运动和转首运动回到期望位姿,避免因无法直接产生侧向运动导致首向角变化过大的问题.其次在不同的区域执行不同的制导策略,在制导过程中严格约束无人艇期望航向.最后由制导策略生成的期望速度和期望航向,经由控制器生成执行量,无人艇快速回到期望位姿.基于航向约束的位姿保持制导策略将航向约束由内环控制纳入外环制导,无人艇在不同区域执行不同的制导策略,生成的位姿期望与内环控制相结合,实现了无人艇的位姿保持.外环制导和内环控制约束相结合以兼顾无人艇欠驱动特性,同时简化了控制器设计.仿真实验证明了该制导策略的可行性和有效性.

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,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。

火箭适应发动机推力下降故障的弹道制导策略优化分析

为了提高对故障的适应能力,避免坠落等严重后果,以新型运载火箭为研究对象,针对不同飞行段发动机出现推力明显下降故障的情况,开展了弹道制导方案适应性分析;对于基准诸元无法适应的故障工况,提出了应对故障情况的救援轨道,结合适应性离线改进生成的相应制导诸元,分析了在线切换弹道重规划的作用效果;对工程中应用的制导设计参数开展了优化分析,提高了基准诸元对发动机故障的适应能力,给出了相应的任务重构策略;分析表明当前弹道制导方案在充分优化情况下,可以适应该新型火箭典型飞行任务,将有效载荷送入预定目标轨道或救援轨道。

拦截近界目标制导策略仿真比较分析

以某防空导弹为研究背景,导弹发射存在多约束条件下,拦截近界低空目标时,导弹初始射入偏差较大,制导回路调节时间较短,这时对制导方法的选择策略要求比较严格。文章通过对比比例导引和K-前置点法导引方法,建模仿真验证了比例导引在拦截近界目标时的优越性和工程实用性。

一种基于扰动补偿的机弹协同LOS主动防御制导律

随着无人技术和军事科技发展,无人近距空战引起了世界军事强国的广泛关注。面临高速大机动能力来袭导弹的威胁,传统的抛洒箔条或释放热焰弹等被动防御措施无法确保目标飞行器安全逃逸,通过发射拦截弹协同目标飞行器机动实施的主动防御是一种可行的方法。由于来袭导弹机动能力较强且加速度信息未知,是目标飞行器-拦截弹制导律协同设计的难点。提出一种基于扰动补偿的LOS主动防御拦截制导律,通过设计一种非线性扰动观测器来估计来袭弹产生的机动的影响,并在机弹协同LOS主动防御制导律设计中补偿。通过仿真算例验证了所提方法能够有效拦截具有未知机动能力的来袭导弹,为研究三体攻防问题提供了一定的参考。

有点火窗口限制的ALCM下滑段多约束制导策略

针对空射巡航导弹(ALCM)投放后需要在指定的高度拉平,同时还必须满足空速不超过临界马赫数的条件,考虑到点火窗口约束,还需对终端空速和迎角进行精确控制问题,提出了一种下滑段多约束制导策略。该制导策略首先利用风廓线补偿风干扰,将空速约束转化为地速约束;然后建立了下滑段的线性化动力学方程,并设计了含偏置量的目标函数,从而获得了同时满足终端高度、弹道倾角、地速和迎角约束的最优法向加速度;最后将过程约束转化为法向加速度边界。仿真结果表明,该制导策略能够满足下滑段的所有约束,具有终端弹道参数散布小、鲁棒性好的特点。在此基础上,还分析了不同点火高度下的可投放区及其影响因素,为ALCM的应用和改进提供了理论依据。

多弹协同末制导方法综述

多弹协同是导弹制导领域近年来重要的研究方向。本文基于任务需求、通信结构、约束条件等分类标准,对当前多弹协同末制导策略进行分类总结,对时间协同制导律、空间协同制导律、时空协同制导律的研究现状进行梳理,分析了现阶段协同制导面临的关键问题,如剩余飞行时间估计问题、机动目标协同拦截问题、闭环协同制导信息配准问题、闭环协同弹间通信问题等,提出了未来多弹协同末制导技术的4个研究方向:大机动目标协同拦截技术、面向真实场景的鲁棒协同制导技术、智能化自主化协同制导技术、协同作战并行交互式设计技术。

考虑捷联导引头最小视场角约束的制导策略

针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角(FOV)约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。

利用Breakwell间距比法制定行星际探测中途修正策略

详细介绍了制定行星际探测中途修正策略的Breakwell间距比法,给出了在燃料最优条件下,终端误差精度和制导能力与中途修正设计次数和时刻之间的解析关系。一般而言,终端误差精度每提高3倍,修正次数就需要增加1次,制导能力每提升3倍,修正次数就可以减少1次。在具体使用上,应首先根据精度要求和制导能力确定最后一次修正时刻,然后向前递推,使得前一次修正后误差传播量与后一次修正后误差传播量成公比为1/3的等比数列,以此确定其余修正时刻,从而保证在达到终端精度前提下,整体燃料消耗最少。以火星探测为例,给出探测器于2018年5月出发12月达到火星的算例,仿真结果表明了理论分析的正确性。

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。

基于滑模控制的导弹制导系统设计

对传统的导弹制导系统进行改进设计,改善导弹的路径跟踪效果;首先引入Dubins曲线对导弹进行航迹规划进行,并基于滑模控制进行导弹制导策略的设计,自动驾驶仪系统采用级联比例积分控制器;Dubins曲线能为导弹创建更平滑的参考轨迹,减少导弹的超冲运动与振荡现象;滑模控制通过计算导弹与参考轨迹的相对距离,获得参考方位角,进而实现对参考轨迹的跟踪,能够提高制导系统响应速度、抗干扰能力;对导弹跟踪路径效果进行仿真,对比引入dubins曲线前后导弹的跟踪轨迹的误差与振荡现象,证明了引入dubins曲线对于导弹的路径规划工作具有显著帮助,并对结果中的一些现象进行了讨论;并已dubins曲线作为仿真路径,对传统比例制导策略和改进型滑模控制制导策略的仿真结果进行对比,证明了改进型制导系统设计的可行性,并对其路径跟踪表现的特点进行了讨论。

基于自抗扰控制技术的实时飞行仿真研究(英文)

针对四旋翼无人机欠驱动、强耦合的非线性动力学特性,文中研究设计了基于自抗扰控制技术的闭环飞行控制系统。自抗扰控制技术中,扩张观测器与基于误差的非线性反馈控制是其重要的两个部分。扩张状态观测器估计外部干扰和模型不确定性,以实现干扰和模型不确定性的动态补偿;此外,采用基于误差的非线性反馈可以改善控制效果。为保证飞行任务中精确的航迹跟踪,文中分析设计了一种实用的制导策略,并构建实时可视化飞行仿真系统以实现对所设计的制导策略和自抗扰飞行控制系统更为严格有效的验证。仿真结果表明所研究设计的制导策略和闭环飞行控制系统具有良好的制导和控制性能。

超近程低成本主动防护系统拦截导弹设计

针对末端近距防御的特殊需求,研究了低成本主动防护系统拦截导弹设计方法。分析了拦截导弹的总体设计方案,利用工程算法和CFD平台设计优化了拦截导弹的气动外形,研究了侧向喷流干扰并提出了抑制措施,提出了拦截导弹控制资源分配方案并设计了非线性控制策略。建立了六自由度拦截对抗模型,利用蒙特卡洛方法分析了设计方法的有效性和鲁棒性。研究结果表明,在简易制导条件下,采用轨控脉冲发动机非线性操纵方式可满足拦截导弹的总体需求。

过载约束下的探月飞船再入轨迹的在线设计

研究了以第二宇宙速度返回地球的载人探月飞船的再入制导律设计问题.针对基于落点分析的数值预测-校正算法不能有效满足再入过程的气动过载约束条件的问题,提出一种基于解析计算的常值气动过载算法与基于数值积分的预测-校正技术相结合的融合再入制导方案,在线生成了同时满足过载约束和落点精度要求的再入轨迹.数值仿真表明提出的制导算法不仅能满足达到高精度着陆的要求,还能满足气动过载约束要求.在一定的再入初始条件下,探月返回飞船可以不必采用逻辑复杂的阿波罗式跳跃再入方案.这一方案可为即将展开的载人探月活动制定月-地返回轨道和再入策略提供参考.