拦截器程序悬浮控制系统非线性稳定性分析

针对拦截器姿轨控发动机工作的本质非线性特性,采用基于谐波线性化建立的描述函数法进行系统稳定性分析;推导了非线性系统的Nyquist幅相判据,同时从工程应用出发,将Nyquist幅相判据转换为Bode图对数判据,一起分析了拦截器俯仰角控制、滚动角控制和位置控制的稳定性,并对姿轨控发动机的推力进行了拉偏,分析结果表明拦截器程序悬浮姿态控制和位置控制系统是稳定的.     

侧窗探测的变结构制导律设计

为了解决拦截器导引头采用侧窗制导的问题,给出了拦截器的轨道拦截运动方程.针对需要保持侧窗视线角稳定的要求,根据以视线角和视线角速度为变量的状态方程,采用了自适应滑模变结构控制的制导律,并根据拦截器轨控发动机和拦截器运动学的数学模型进行了仿真,得到了较好的拦截效果,验证了制导律的正确性.     

大气层内燃气动力与气动力复合控制方法探讨

对采用燃气动力(直接力)与气动力复合控制技术的控制方式、姿控发动机控制周期、点火逻辑及姿控发动机启控策略等进行了初步探讨。重点对采用燃气动力/气动力复合控制方式中舵系统的工作模式进行了探讨及仿真研究,对姿控发动机控制周期及控制回路工作周期对制导精度的影响进行了初步仿真研究。通过仿真研究表明:在末制导阶段,采用燃气动力/气动力复合控制方式可提高导弹的快速性,进而提高导弹的制导控制精度。     

空间拦截末制导段能量需求分析

为了研究空间拦截末制导段的能量需求,对导航与测轨误差模式和空间拦截交会条件进行了分析,并建立末制导段仿真模型。使用Monte-Carlo法仿真,获得不同交会角下和不同拦截概率下拦截器所需的能量,并讨论了交会角和相对速度对拦截器能量需求的影响。     

动能拦截器姿控固体小火箭点火算法设计

使用固体姿控小火箭是实现动能拦截器快响应和高精度姿态控制的最佳方案之一。针对一种新型动能拦截器姿控小火箭布局,提出了点火组合混合搜索算法。描述了动能拦截器姿控小火箭的配置方案,分析了弹体自旋需求。设计了一种结合目标排序法和区间搜索法的点火组合混合搜索算法:当可用小火箭个数较少时,采用目标排序法;当可用小火箭个数较多时,采用区间搜索法。指令力矩近似仿真结果及姿态控制数值仿真结果表明:该算法能够有效地近似指令力矩,实现快速高精度的姿态跟踪。     

动能拦截器的动力学建模与轨道控制

文章简单介绍了反TBM动能拦截器的组成、性能特声、与飞行拦截过程,并以高层拦截TBM为背景,建立了稀薄大气层内拦截器的动力学模型,提出了实现直接碰撞动能杀伤目标的轨道控制方法,最后给出了末制导段的弹道数字仿真结果,并分析了拦截器的弹道特性。     

碰撞角约束的全向拦截制导律研究

针对空间拦截制导律设计中的碰撞角约束问题,通过在全向真比例制导律中增加并实时求解时变偏置角速率的方法,设计了带约束碰撞角的全向真比例制导律(Angle-Constraint Omnidirectional True-Proportional Navigation,ACOTPN),解决了顺、逆轨拦截模式下对末端碰撞角的切换、装订和控制问题。该制导律能根据目标和拦截器的运动关系自主选择顺轨或逆轨拦截模式并装订末端碰撞角进行拦截制导,碰撞角控制精度高。AC-OTPN可通过调整理想的末端碰撞角以增强碰撞效能,使得相对质量、体积较小的拦截器同样具备较强的毁伤能力,为拦截器的小型化设计和携带更多的子拦截器提供技术支撑。     

高空动能拦截器末制导导引方法设计与实现

以高空动能拦截器为研究对象,为其末制导段设计了一种“逐段限制视线转率”的导引方法,使之最终能直接命中目标,实现动能拦截的任务并通过仿真计算验证了该导引法的可行性。     

高超声速滑翔弹头防御策略分析与仿真研究

为应对高超声速滑翔弹头的威胁,提出了高低轨红外卫星组网的预警探测方法和动能弹高抛增程拦截方案,基于典型滑翔弹头和THAAD拦截弹的性能参数建立了攻防双方的动力学模型,分别运用STK软件和Matlab软件对预警过程和拦截过程进行了仿真研究,仿真结果表明,高低轨红外卫星组网能够对目标实现较好的双星覆盖,高抛增程拦截方案对高超声速滑翔弹头的有效防御范围较大,拦截窗口比较充裕,拦截器的中制导变轨修正能力较强,末制导过载也处于合理的范围之内。     

具有侧向脉冲推力的动能拦截弹姿控发动机组合点火研究

针对具有侧向脉冲推力和气动力复合控制的动能拦截弹,需要解决姿控发动机的组合点火问题.首先,建立了姿控发动机组合点火的模型;然后,在此模型基础上,设计了姿控发动机的点火规则,并对姿控发动机不同位置布局的能量利用率进行了分析;最后,通过仿真验证,结果验证了这种姿控发动机点火规则的可行性,对今后的研究工作具有一定的参考价值.     

反导－反飞机直接碰撞的制导与控制

本文依据直接碰撞的技术要求和末制导所能获取的信息,提出了视线角－角速度最优制导律和开关时变－阈值控制律的设想,并设置了强控和微控两种状态实施轨控,使之近似地实现了平行接近导引,以达到直接碰撞杀伤目标的技术要求。据此进行了反导－反飞机典型弹道的仿真分析,其脱靶量均小于１ｍ,证实了设想的可行性和正确性,仿真中还初步分析了有关的轨控特性参数。     

姿控发动机布局方式研究

大气层外飞行器的姿态控制一般采用姿控发动机的喷气控制,姿控发动机的布局直接影响到姿态控制的效果。对国内外飞行器的姿控发动机布局的发展情况进行了综述,并从工程实践的角度出发,讨论了姿控发动机在布局时需要考虑的一些矛盾因素。在此基础上,提出了利用耦合解决这些矛盾的思路以及姿控发动机布局的3条基本原则。仿真结果表明利用耦合改善了姿态控制效果。     

滑翔飞行器反逆轨拦截突防制导律研究

针对动能拦截器逆轨拦截情形,分析了高超声速滑翔飞行器利用空气动力机动突防的可能性,并从逃逸机动拦截范围的角度,根据动能拦截器助推分离时刻的状态参数推导了突防制导律。仿真结果表明,在动能拦截器初始拦截条件与理想拦截条件存在一定程度偏差时,推导的突防制导律能够有效逃逸机动拦截范围。     

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.     

具有脉冲变轨推力的拦截器末制导律研究

针对一些末制导律不能直接应用于具有脉冲变轨推力的拦截器的难题,提出了将连续变化的加速度指令通过死区滞环非线性化的方法,为上述制导律在具有脉冲变轨推力的拦截器中的应用架起了一座桥梁.以滑模制导律为例介绍了这种应用方法,仿真表明,应用该方法能够把视线转率限制在较小的范围之内,从而实现对目标的拦截.该处理方法应用简单,易于工程实现.     

一种姿控发动机推力优化方法

大气层外飞行器的姿态控制一般采用姿控发动机的喷气控制,姿控发动机的推力水平直接影响到姿态控制的效果。从稳态推进剂消耗、抗干扰能力以及控制平稳性的角度对姿控发动机的推力设计要求进行了理论阐述。在此基础上,得到一个综合的指标函数,对其进行了优化和仿真验证。     

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。     

轨控直接力/气动力复合控制拦截弹的自动驾驶仪设计

设计了一种轨控直接力/气动力复合控制拦截弹的自动驾驶仪.空气动力控制部分采用三回路自动驾驶仪,轨控直接力部分分别采用了2种不同的控制方式.仿真结果表明2种轨控方式都能够大幅减小脱靶量,为动能拦截提供了可能.第1种轨控方式的效果是迅速减小弹体响应时间,但是要求轨控发动机推力连续可调;第2种轨控方式可以大幅减小过载指令的需求,要求轨控发动机能够提供需要的定值推力.     

复合制导末制导律优化方法研究

对最速下降优化方法进行了改进,并利用改进的最速下降优化方法,优化了复合制导导弹的末制导律,仿真自寻的中制导段采用最佳预测制导律、末制导段采用纯比例导引律的比例系数Ｋ的最优值。复合制导,末制导,优化方法     

滑模变结构导引律在动能拦截器上的应用研究

由于大气层内动能拦截器控制系统具有非连续性、不确定性,为了提高动能拦截器控制系统的抗干扰性和机动性,设计了一种新的滑模变结构导引律.通过末制导弹道仿真,将其应用于动能拦截器末制导导引拦截三维螺旋机动目标,结果表明,滑模变结构导引律具有响应快速,简单易行,有效对付高机动目标等优点,对于KKV拦截三维螺旋机动目标有很好的鲁棒性.