基于改进预测制导的深空撞击探测末制导律

考虑到机动时机的选取和最终撞击的精度,针对小天体高速撞击任务的特点,设计了一种改进的末段预测制导律。该制导律引入点位误差椭圆来描述导航精度,并基于撞击器与目标的矢量计算出零控脱靶量,以此作为确定机动时机的指标来驱动预测制导律的执行与误差的校正。通过蒙特卡洛仿真分析表明:使用该制导律的GNC系统在节省燃料的同时,可以提高最终的撞击精度。

基于预测制导技术的小天体撞击器精确制导律设计

撞击器接近小天体过程中相对速度较快，这要求撞击器末制导律要具有较高的自主性和实时性。本文在建立B平面坐标系的基础上，利用预测制导技术对小天体撞击制导律进行了设计。该制导律利用惯性绝对空间中撞击器的当前位置、速度信息和目标天体星历，结合动力学模型预测撞击误差，利用该误差信息计算机动速度。同时考虑到撞击精度与燃料消耗因素的约束，给出了预测制导机动方案。严格的蒙特卡罗仿真表明，该制导方法可以使撞击精度达到360米以内。

大气层外动能拦截器末制导律与能量优化方法

针对大气层外动能拦截器的末制导问题,建立了包含发动机误差源的六自由度模型。在考虑目标机动加速度和拦截器状态估计误差的情况下,基于预测控制理论,提出了一种形式简单的增广预测制导律,并且采用李雅普诺夫第二方法证明了制导系统的渐近稳定性。针对拦截器能量优化问题,提出了一种基于序列二次规划(sequential quadratic programming,SQP)算法的拦截器能量优化方法。仿真结果表明,所设计的制导律和能量优化方法,能够在精确命中目标的同时,满足燃料消耗最小、发动机开关频率较小的要求。

火星大气进入段侧向预测校正制导律设计

火星大气进入段预测校正制导方法通常采用误差走廊来约束侧向运动,该方法只能满足侧向运动的末端约束,而无法实现对侧向运动过程约束的满足。将预测制导的方法引入侧向制导律设计中,该方法无需离线规划误差走廊,而是根据侧向运动中的相关约束,在线计算倾侧角反转时刻,从而同时满足侧向运动的末端约束与过程约束,并能够克服采用误差走廊可能导致的飞行器因频繁反转机动而使燃料过快消耗的问题。仿真结果表明:该侧向预测制导律不仅能满足开伞位置精度,同时也能实现对进入轨迹侧向运动的灵活规划。