临近空间拦截弹的非奇异终端滑模控制

针对临近空间直接力/气动力复合控制拦截弹的抗干扰控制问题,提出了一种基于有限时间干扰观测器(FTDO)的非奇异终端滑模(NTSM)复合跟踪控制策略。首先,设计FTDO估计系统的不匹配干扰;在此基础上,设计基于FTDO的NTSM复合控制律,获取期望的控制力矩。接着,考虑到作为执行机构的气动舵和反作用喷气装置存在冗余性,进一步提出了一种动态控制分配算法实现期望控制指令到执行机构的分配,获得良好的控制分配精度和较小的执行机构能耗。最后,仿真结果验证了所设计复合控制系统的有效性。

空间拦截的末制导律设计

针对空间拦截问题的非线性模型及发动机的实际工作特性，基于变结构控制的思想，设计了易于工程实现的末制导律，并进行了数值仿真，得到了满意的结果。

空间拦截修正比例导引律研究

基于追踪导引律和比例导引律,提出了一种新的空间拦截末制导律。通过调整两种导引法的系数决定其在导引法中的权重。考虑空间末段拦截的具体情况,在相对运动方程进行线性化处理的基础上可以得出运动方程的解析解。将非线性方程得出的数值解和这种导引律的解析解相比,仿真表明这种方法的解析解与数值解一致,且避免了最优制导复杂的解析结果。

空间拦截弹道优化研究

为验证利用地基导弹进行空间拦截的可行性,对空间拦截弹道优化问题进行了描述.根据固体火箭弹道设计方法,分析了弹道的影响因素,提出基于正交设计的搜索算法,给出了详细的算法流程,介绍了搜索方向的正交设计方式和搜索过程.用该模型对某一参考弹进行了仿真计算,计算结果表明,只要弹道参数设计合适,参考弹完全可以将100 kg有效载荷送入近地轨道,满足空间拦截作战要求.

基于混合优化算法的空间拦截轨道优化设计

基于改进高斯法(IGM)和遗传算法(GA)的混合优化算法,为解决空间拦截轨道燃料消耗和转移时间的综合最优问题,提出一种空间拦截轨道设计方法.首先,引入牛顿-拉夫逊迭代法对原始高斯法进行改进,解决原始高斯法在解算空间拦截轨道时收敛速度慢、转移角范围小等问题;接着,给出并证明改进高斯法迭代方程有唯一解的充分必要条件.当给定初始轨道参数时,用此条件判断可否用椭圆轨道进行转移;然后给出转移时间,最大脉冲速度等约束条件,对编码方式进行改进,给出混合优化算法的计算步骤;最后以空间拦截轨道优化问题为例,进行仿真分析.仿真结果表明,与传统优化算法相比,混合优化算法收敛的遗传代数少,耗时短,能够较好地运用于空间拦截轨道的设计.

临近空间飞行器拦截策略与拦截武器能力分析

针对现有典型高动态临近空间飞行器,分析其弹道特性和相关指标。以此为典型对象,通过对现有各型拦截系统的能力分析,重点针对临近空间飞行器研究了此类拦截系统的响应速度、作用空域、弹道形式,并根据此类系统的不足,针对弹道的不同阶段提出了应对临近空间飞行器的各种拦截策略。

空间拦截红外末制导中拦截器与目标相对距离的估计

从空间拦截运动学方程出发建立了一个恰当的数学模型，运用基于两种规范型的非线性状态观测器设计方法，通过对相对速度在视线法向分量的观测，解决了红外末制导中拦截器与目标相对距离的估计问题。

一种基于反馈精确线性化的空间拦截末制导律

本文用反馈线性化理论研究了一种空间末制导模型，提出了非线性末制导律，并进行了数字仿真。

空间拦截器姿态控制系统变结构控制规律研究

结合空间拦截器的姿态控制问题,本文介绍了一种对系统参数摄动和外在不确定性干扰具有鲁棒性的变结构控制律。在此基础上,研究了当控制信号幅值受限的情况下,非线性系统的变结构控制律的设计问题。此方法考虑了空间拦截器姿控发动机推力幅值受限这一实际情况,提出了基于姿态角双包络线概念的实用姿控方法。因此,更符合系统实际的运行情况。仿真结果证明了此方法的有效性。

一种基于逆动力学极点配置的空间拦截末制导律

在本文中用逆动力学理论研究了一种空间末制导模型，用极点配置综合了伪线性系统，提出了一种非线性末制导律，并进行了数学仿真。

空间拦截防御的射击诸元快速解算算法

针对空间平台发射非制导毁伤单元对近程高速非合作目标进行拦截防御的射击诸元快速解算问题,建立了命中方程,并基于命中方程的一阶解,给出了2种解析算法确定发射时刻、发射速度矢量与提前点坐标之间的函数关系。提出了计算命中时刻、发射速度矢量与发射时刻间函数关系的二分数值方法。最后通过仿真分析了算法的方法误差及适用范围。

基于干扰观测器的临近空间拦截弹复合控制

在空间拦截弹精确控制优化问题的研究中,针对临近空间直接力/气动力复合控制拦截弹的控制问题,提出一种具有干扰抑制和补偿能力的复合跟踪控制器设计方法。考虑到输入通道中的干扰影响,设计了基于干扰观测器和H∞控制的复合控制器,并基于线性矩阵不等式对其进行求解,使得闭环系统稳定并满足一定的H∞性能。针对直接侧向力由脉冲发动机提供时的控制量偏差,通过非线性容限分析方法得出闭环系统稳定的充分条件。仿真结果表明,改进设计方法的有效性,可为拦截弹精确控制提供依据。

主矢量法在空间近距离拦截优化中的应用

重点研究了在固定时间内利用主矢量原理判断近距离冲量拦截轨道燃料消耗是否最优的问题,并对非最优情况提出了优化策略.根据轨道动力学理论,建立了近距离空间拦截轨道的数学模型.根据主矢量理论给出了判断冲量拦截是否最优的理论依据,并给出了优化方法.利用仿真算例证实了优化的有效性.通过对不同时间的空间拦截燃料消耗进行仿真比较分析,提出了燃料消耗最优的拦截策略.

空间拦截弹的最优制导与非线性滤波

本文提出了一种空间拦截弹的最优制导和非线性滤波方法。由于采用了一种新的剩余时间算法,在空间拦截弹的弹体纵轴方向无轨道控制发动机的情况下,也可以实现这种最优导引规律。本文所采用的非线性滤波算法—自适应修正增益推广Kalman滤波器具有很好的稳定性,而且估计精度高。仿真结果表明,在上述最优制导及非线性滤波方法下,导弹有很高的命中精度。

从深度撞击探测器看空间拦截技术的发展

深度撞击探测器精确成功地撞击坦普尔-1号彗星,不仅具有很大的科学意义和价值,也显示了当前世界的空间拦截水平。本文旨在通过研究“深度撞击”任务的技术性能论述空间拦截技术的发展方向-动能直接拦截技术。

基于准滑模控制的空间拦截末制导律设计

滑模控制虽然对外部干扰和内部摄动具有不变性,但由于其自身的抖振原因,限制了其在实际工程中的应用.而准滑模控制克服了滑模控制的抖振问题,并对扰动有较强的鲁棒性,因此有广泛的应用.针对天基拦截的非线性模型,考虑到发动机的实际工作特性,基于准滑模控制思想,设计了一种易于工程实现又可控制精度的制导律,并通过数值仿真,验证了该制导律的有效性,并得到了满意的结果.

最优气动力辅助空间拦截和交会

航天器从高轨道向位于低地球圆轨道的靶目标实施拦截或进行交会 ,并用间接求解的直接伴随方法 ,即用D型拉格朗日方法求解其优化问题。拦截条件是指在最终时刻两者的位置相同 ,而交会条件是指不仅位置相同且最终的速度矢量亦相等。文章讨论了最小时间与最小脱靶量 ,或最小时间与最小燃料消耗的复合性能指标 ,以及推力协同机动的优化解。推力协同下 ,对于特定情况 ,如在热流约束边界部分推力弧是奇异的 ,气动力控制是正常的。这种复杂性和奇异问题的求解在拦截和交会问题中都是值得慎重处理的。

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。

临近空间拦截弹H_∞末制导律设计研究

为了对以X-51A为代表的临近空间高超声速飞行器实施有效拦截,提出一种新的具有强鲁棒性的非线性H∞制导律。首先,将目标机动作为系统扰动,建立拦截弹—目标相对运动学数学模型;根据几何方法拦截策略分析,提出以离心加速度的均方根为扰动输出;引入Hamilton函数并基于最优控制理论,得到非线性H∞制导律。该方法利用Lyapunov稳定性理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性,且无需求解Hamilton-Jacobi-Issacs(HJI)偏微分方程。仿真结果表明,该制导律不仅具有很强的鲁棒性也能获得良好的制导精度。

空间动能拦截末段导引法研究及其仿真

针对空间动能拦截的特点,利用了比例导引法控制视线转率的优点,兼顾考虑了控制脱靶量以提高动能拦截精度,设计了空间动能拦截末段导引法。该导引方法基于目前发动机一般工作于脉冲条件下的实际情况,能有效地控制视线转率和脱靶量,并能够保持拦截器飞行弹道的稳定性。仿真结果验证了该方法的有效性。