基于摄动制导的弹道导弹发射诸元的仿真算法

实现了一种基于摄动制导的弹道导弹的发射诸元算法。给定发射点与瞄准点的地理位置,通过一种迭代方法求解发射方位角和标准关机时间,并以此确定自发射点到瞄准点的标准弹道。采用求差法解算摄动制导的关机方程与导引方程系数。最后给出诸元计算软件流程图。将该软件应用于某导弹六自由度飞行仿真系统的发射诸元计算,论证了该算法的可行性。

摄动制导诸元计算的一种模糊控制方法

在分析摄动制导原理和一般诸元解算方法的基础上,通过对经典模糊控制器进行改进,提出了适合摄动制导基本诸元解算的分级模糊控制规则和模糊控制系统模型,有效的解决了弹道导弹基本发射诸元与落点偏差之间的关系难于用精确的数学模型进行描述的问题。仿真结果表明,改进型模糊控制法相对牛顿迭代法计算摄动制导基本诸元,精度在同一级别上、迭代次数显著减少、计算时间明显缩短。

载人飞船上升段摄动制导方法探讨

本文以载人飞船概念论证方案为背景,分析探讨了载人飞船上升段摄动制导方案.提出了按飞行程序导引模型进行载人飞船上升段飞行的导引控制,并探讨了用等待轨道长半轴偏差等于零作为关机控制的终端条件来进行关机控制的摄动制导方法,最后进行了仿真计算.

运载火箭摄动制导导引系数实时计算方法

对于新型运载火箭,没有相近型号导引系数数据供参考,采用传统试探法计算量大,在制导方案初期论证中不能满足多方案快速计算的需求。在引入理想弹道剩余飞行速度概念的基础上,提出导引系数实时计算方法。本方法对当前实时状态参数和后续飞行段弹道进行了综合考虑,通过数字仿真表明导引精度高于传统常系数导引方法。由于本方法对导引能力进行了预估,因而制导指令不会剧烈变化,易于姿态控制系统的设计实现。同时,由于采用完全解析法,对箭载计算机计算能力要求几乎没有增加,易于工程实现。

一种空中发射弹道导弹摄动制导方法

为解决弹道导弹空中发射时发射点位置不能预先确定对摄动制导的影响,分析了在空中发射方式下实现摄动制导的制约因素;通过弹道差分的方法求取了诸元偏导数,给出确定了发射点位置偏差后,快速修订诸元的方法;实现了弹道导弹空中发射时的摄动制导。仿真验证表明该方法具有速度快,占用空间小的特点,可满足制导精度及弹载计算机计算能力的要求。

基于摄动制导的运载火箭一子级落点控制

针对运载火箭一子级落点横向散布较大的现状,找出了落点横向散布主要影响因素,提出在一级飞行后段施加摄动制导的一子级落点控制方法,并针对入轨精度和与载荷相关的特征参数作了影响分析。经分析表明,该方法能显著减小一子级横向散布,对入轨精度影响极小,不会导致箭体结构破坏,有利于弹道设计和落区安全工作的开展。

非线性系统的高阶线性化方法及其在二阶摄动制导中的应用

本文讨论了非线性系统相对于标称轨道的高阶线性化方法。文中在一阶线性展开的基础上,提出了高阶误差项的补偿方法,导出了计算二阶补偿项系数的线性方程组,并给出了补偿项的计算公式。然后,采用所得方法研究了飞行器的二阶摄动制导方法。

一种适应大偏差工况的改进摄动制导方法

摄动制导方法简单、可靠,但其对大初始轨道偏差、大推力偏差或故障工况适应性差,近年来逐渐被迭代制导技术所取代。但迭代制导姿态振荡大、不适用于气动作用强烈飞行段。提出一种基于速度主量在线插值的改进摄动制导方法,从稳定性角度提出导引回路增益及网络参数设计方法。结果表明,本方法显著提升大初始速度偏差、大推力偏差工况下的轨道精度,姿态明显比迭代制导方案平稳。

固体探空火箭迭代制导方法研究

固体探空火箭在实施某类载荷远程投递任务时,要求接近落点的精度在千米级,由于火箭一般在大气层内的主动段实施有效的制导控制,其制导时间短,气动影响无法忽视,实现落点精度控制难度很大。针对该问题提出了一种适用于固体探空火箭在大气层内的迭代制导方法,通过在线计算剩余视速度和视位置增量,对固体探空火箭落点进行迭代计算,形成制导控制指令。仅在主动段进行制导控制,对再入段进行气动补偿,使得固体火箭落点控制达到了较高的精度。数值仿真分析表明:该方法落点精度较传统的摄动制导方法提高了1个数量级,体现出该迭代制导方法的优越性。

气动参数在线辨识在火箭助推段制导中的应用

为减小气动参数扰动对火箭助推段的影响,提高制导精度,本文将火箭飞行过程中的气动参数扰动量视为摄动制导中的小扰动量,对传统摄动方程进行改进。采用扩展Kalman滤波方法对气动参数扰动量进行辨识,再利用限定记忆递推最小二乘法基于辨识结果进行预测,将预测结果用于下一阶段的摄动制导计算,构建了“辨识—预测—计算”迭代更新的在线辨识模型。本文设计的扩展Kalman滤波器辨识效果较好,收敛时间10 s左右,辨识精度10%以内。设计的结合气动参数在线辨识的摄动制导方案相对于传统方案,能有效降低终端状态偏差。Monte Carlo打靶结果表明改进摄动制导方案对偏差的鲁棒性增强,弹道收敛性更好。本文将气动参数在线辨识用于火箭助推段的摄动制导,降低了气动参数扰动对制导精度的影响,在一定程度上提高了摄动制导的性能,对工程实践具有参考作用。

用强迫奇异摄动方法求解非线性微分对策问题

本文介绍了一种用强迫奇异摄动技术近似求解非线性微分对策问题的方法,接着讨论了此方法的使用条件,最后按此方法求解了一个微分对策导引律的实例。

长征运载火箭制导方法

对长征系列运载火箭制导方法的发展和当前最新研究成果进行了综述。为满足轨道控制需求,制导方法起步于外干扰补偿制导,历经隐式和显式的摄动制导,逐步过渡到目前的闭环最优制导,并且发展出多个分支。传统迭代制导通过预测最佳入轨点、实时修正剩余飞行时间以及在线轨迹规划等技术,实现了高精度入轨控制;轨道预测修正迭代制导则通过跨飞行段取消位置与速度约束,并补偿对轨道的影响,实现了大推力直接入轨火箭的高精度控制;二次曲线直接制导通过改变程序角形式,增加控制维数,满足了终端姿态约束要求。最后结合我国未来重型运载火箭的任务特点,提出了在不同任务场景下采用统一的制导方法的设想,并以凸优化和联立法作为实现手段讨论了未来的研究重点。

组合制导弹道导弹无依托快速发射技术研究

具有快速机动发射能力的弹道导弹是现代远程作战武器的重要标志,提出了无依托快速发射的定位、定向方案,设计了基于空中在线诸元计算的摄动制导方法,该方法具有计算量小、制导方法误差小的特点,可满足陆基机动弹道导弹或潜射弹道导弹的快速发射的要求。

一种新型闭路制导方法

为提高大干扰条件下传统摄动制导的精度,提出了一种不同于基于需要速度的新型弹道导弹闭路制导方法。利用最优控制,根据能量消耗最少准则建立一种迭代解法,控制导弹最终状态在零控曲面上某一点关机,之后以惯性飞行即能命中目标。给出了零控曲面的求解模型,以及最优控制迭代解法的步骤、导航计算和关机条件。

弹道修正迫弹制导方法与制导精度研究

针对传统迫击炮弹落点精度差,打击精度低,设计了迫击炮弹弹道修正算法,采用摄动落点偏差预测法、自适应比例导引法、自适应比例微分导引法对弹道进行修正。建立了六自由度弹道模型及控制模型,阐述了摄动落点偏差预测法和比例导引法基本原理;针对比例导引律中常值比例系数不符合实际弹道变化的特点,在纵向平面设计了自适应比例导引律,横向平面设计了自适应比例微分导引律。采用蒙特卡洛模拟打靶仿真验证,考察制导律在纵向平面、横向平面以及复合制导的修正能力。仿真结果表明,在纵向平面,自适应比例导引律效果最好;在横向平面,自适应比例微分导引律效果最好。仿真分析了3种制导方法的复合制导效果。仿真结果表明,在纵向平面升弧段采用摄动落点偏差预测制导方法,以及在降弧段纵向平面采用自适应比例导引律、在横向平面采用自适应比例微分导引律的复合制导能力得到有效提升,迫击炮弹落点圆概率误差从无控时的126.317 m降为0.9655 m。大射角、小射程条件下模拟打靶,圆概率误差为1.8643 m。

新型弹道导弹闭路制导研究

分析了潜射弹道导弹摄动制导的基本原理及存在的主要缺点。进而介绍了某新型弹道导弹应用的闭路制导原理，推导出了计算需要速度的迭代公式，介绍了能量管理的概念，总结了闭路制导的优点。最后，简要介绍了星光，惯性组合制导方式在设计下一代弹道导弹制导系统中的应用前景。

弹道导弹的标准弹道迭代方法研究

传统的以大地距离和大地方位角为基础的标准弹道迭代方法要对目标点的高程和爆高进行归算修正,因此会带来误差。提出了直接利用战斗部爆点坐标进行迭代的方法,可去除高程归算的误差。计算结果表明,该方法是有效的,完全能够满足实际需要。

基于软硬件协同设计的航天控制系统综合技术

系统综合的工作,是在深入分析的基础上,合理划分各个组成部分并分配功能,最终将之组成有机的整体。长期以来,由于缺乏合适的设计平台,使得航天控制系统设计难以从一开始就针对目标系统开展方案的验证工作,但SOC的发展为其提供了条件。本文介绍了软硬件协同设计技术在航天控制中的应用,包括系统综合技术的基本概念、设计平台以及设计流程,也简要分析了传统综合技术存在的主要风险,并对比了与SOC设计在最终产品实现上的差异。最后对这种技术在时序控制以及闭路制导中的应用进行了示例说明。

采用敏捷发射和自由飞行技术提升运载火箭竞争力

航天工业的发展,必然会出现产品性能不断提高、产品价格不断降低及使用的便利性不断增强的局面,为了应对未来的挑战和走工业化发展之路,我国的航天运输系统应认真考虑如何提高竞争力的问题,本文对这其中控制系统能够发挥的作用进行了探讨。文中提出"敏捷发射、自由飞行"的概念,在测发控系统中通过进一步提升操作的便捷性和测试、分析的智能化程度,实现敏捷发射;在飞行控制中,采用更加通用化、工程化的解题思路,满足各种约束条件下的轨迹实时控制,实现自由飞行。本文的许多概念尚处于实践之中,其可行性正逐步得到验证。

高精度一体化PGK控制算法的仿真设计与实现

基于摄动制导导引律研发出一种适合一体化PGK硬件的制导控制算法,改善导弹对机动目标的截获能力,强化制导与控制之间的协调匹配,实现高精度制导。比较了单纯滤波和实时计算导引系数的抗干扰措施,并在仿真和试验测试中证明了控制算法的有效性及实时计算导引系数方法的优越性。