接近观测最后逼近段最优制导方法

接近观测是一种新兴的天基观测手段,精确地导引飞行器到达目标附近合适的观测点是关键技术之一。针对接近观测最后逼近段制导问题,提出了一种最优末制导方法。在惯性系中建立了相对运动方程,把目标和观测点的相对位置作为终端约束,引入了综合考虑飞行时间与燃料消耗要求的性能指标,从而把接近目标的过程转化为最优控制问题,求解出最优推力方向、发动机工作时间和飞行时间。在此基础上,设计了最优制导方案。仿真分析表明最优末制导方法的精度较高,能够满足抵近观察任务的要求,同时对深空探测、交会对接等任务具有借鉴意义。     

多约束强化学习最优智能滑翔制导方法

为提升复杂飞行任务下滑翔制导的自主性,提出一种基于最优制导与强化学习的多约束智能滑翔制导策略。引入三维最优制导以满足终端经纬度、高度以及速度倾角约束。提出基于侧向正弦机动的速度控制策略,研究考虑机动飞行的终端速度解析预测方法。针对速度控制中机动幅值无法离线确定的问题,研究基于强化学习的智能调参方法。该方法基于终端速度设计状态空间,以机动幅值设计动作空间,设计综合终端速度误差与滑翔制导任务的回报函数,采用Q-Learning实现机动幅值的智能调整。仿真结果表明,智能滑翔制导方法能够高精度满足终端多种约束,并能有效提升复杂任务下的自主决策能力。     

高斯伪谱法在变推力导弹弹道优化中的应用

为实现对可变推力固体火箭发动机推进剂的充分利用,以近程导弹拦截目标为特定研究场景,在推进剂质量给定的情况下采用Gauss伪谱法进行弹道优化设计。该方法采用变推力控制,选用固体火箭发动机实现推力可调,由比例导引给出制导指令,研究Gauss伪谱法在变推力导弹弹道优化中的应用方法,最终得到目标函数及约束条件下的比例导引变推力优化方案。仿真结果表明了高斯伪谱法应用于可变推力导弹弹道优化设计的有效性,同时与传统发动机方案下的弹道进行对比,表明了变推力控制在导弹弹道性能上的优越性。     

估算目标加速度的方法及其在导弹制导律中的应用

引言设计导弹制导律时,通常假设目标不作机动飞行,因此应用一般比例导航法制导导弹可以得到较直的飞行弹道和较小的脱靶距离。如果目标在飞行过程中突然以某种规律机动,则应用一般比例导航法就得不到预期的效果。然而如能测量到目标加速度并用来制导导弹,就可对付这种机动。问题是如何确定目标加速度。国外七十年代后期的研究末制导规律的文献中,给出了有价值的成果。在减小终端脱靶距离的意义上,对比例导航法进行了改进。这种     

模糊PID控制在制导滑翔弹滚动稳定回路中的应用

由于制导滑翔弹在不同高度变速飞行过程中,其飞行动力系数随着飞行条件的变化而发生较大变化,呈现严重的非线性,给控制系统的设计带来较大困难。结合模糊控制和PID控制的特点,提出一种基于模糊PID的控制系统设计新方法,并将此方法用于制导滑翔弹稳定回路中,仿真结果表明这种控制器可使系统获得很好的相对稳定性和鲁棒特性,并克服了工程上自动驾驶仪PID控制参数设计中的盲目性。     

R-4D反作用控制火箭发动机

一、引 言 在阿波罗/土星宇宙飞行器上,比其它火箭发动机使用更广泛的一种发动机就是45.36公斤推力的马夸尔特公司的R-4D型火箭发动机（见图1）。有32台这种发动机用在阿波罗服务舱和登月舱的滚动和移动的控制上。这种多用途的R-4D发动机也用在月球轨道宇宙飞行器的速度控制上。 下面将讨论发动机的设计特征,性能特性,以及试验和设计方法的关键。概述正在进行的发动机改进计划。提供对阿波罗服务舱,登月舱以及月球轨道飞行器飞行试验结果的分析。     

变推力固体火箭发动机战术导弹弹道优化研究

在给定发射初始条件、目标逃逸方式及控制律条件下进行了导弹性能仿真,给出了采用变推力固体火箭发动机的战术导弹最大发射弹目距离和变推力固体火箭发动机二级推力所对应的关系,形成了仿真条件下的变推力发动机控制律,丰富了采用变推力发动机的导弹制导律设计维数,并分析了发动机二级推力调节对弹道设计的影响,对采用变推力固体火箭发动机的导弹弹道优化设计具有一定的指导意义。     

高超声速飞行器巡航段多约束制导方法

针对高超声速飞行器巡航段飞行,建立了等高等速飞行的平衡条件,并对飞行器能否满足平衡条件开展分析。基于平衡条件提出了一种能够满足飞行过程中多约束条件以及终端航向角约束的制导方法,推导得到了满足多约束条件的最优制导律。该方法所有制导指令均采用解析公式实时获得,具有较强适应性。在各种偏差条件下对方法进行了仿真,仿真结果验证了方法的有效性。     

一种适用于地基拦截弹高空拦截弹道导弹的制导方法

研究了地基拦截弹高空拦截中近程弹道导弹的制导方法。首先,对目标预测拦截点进行拦截的拦截弹运载段的制导方案进行了研究,给出了一级飞行程序模型和二级导引规律,同时提出了一种确定目标预测拦截点的方法,并通过仿真分析论证了方案的可行性。     

火箭助飞鱼雷程序弹道自适应控制系统设计

针对火箭助飞鱼雷空中段飞行过程中随机干扰大、动力学参数变化剧烈等特点,将自适应控制方法引入火箭助飞鱼雷空中段控制系统,并根据Narendra提出的只利用系统输入输出量的模型参考自适应控制理论设计了其自适应控制规律,仿真结果证明该控制系统能够克服动力学特性的变化并有较高的制导精度及较强的抗干扰能力。     

一种优选探空火箭总体设计方案的方法

本文叙述了一种能自动求解弹性探空火箭在大气干扰下之飞行品质,并进而鉴别其总体设计方案优劣的方法。本方法的特点是把弹性探空火箭与飞行环境结合起来进行综合计算与分析。只要输入发射瞬间视箭体为刚体之参数,本文程序即可连续打印出弹性火箭之大量信息数据:弹道参数、空气动力系数、气动静稳定距、箭体变形、飞行姿态、顶点高度等。据此,即可评判各方案之优劣,提出改进之意见。     

自适应现状制导律

针对反弹道导弹的导弹武器的主动飞行段,提出了高精度自适应现状制导律。通过实时修正飞行程序,以消除导弹飞行过程中遇到的各种干扰的影响,保证命中精度,并对发动机推力偏差、风干扰影响下的导弹运动进行了数学仿真,仿真结果证实了自适应现状制导律是合理、可行的。     

基于组合机动的空间V-bar交会策略

提出了一种基于切向脉冲与径向连续常推力组合机动的空间V-bar交会策略。从绝对运动与相对运动两方面推导了维持追踪航天器圆轨道运行的组合机动的运动规律,给出了V-bar接近段与逼近段的制导律。在接近段,匀速直线接近,无需考虑视界约束的限制,转移时间控制灵活;在逼近段,先以大速率等速逼近,再切换为小速率等速逼近,切换过程可以灵活控制,制导简单,自然满足直线型标称轨迹要求,安全性好。     

液体火箭发动机技术

液体火箭发动机是采用液体推进剂的火箭发动机的简称,属于使用液体推进剂的化学火箭发动机。液体推进剂由输送系统送到发动机泵前,经泵加压后进入发动机推力室进行燃烧穴双组元推进剂雪或分解穴单组元推进剂雪,将推进剂的化学能变为热能,产生高温高压燃气,通过推力室喷管膨胀,将热能变为动能,以高速方式从喷管内向外喷出,产生反作用力--推力,为火箭飞行提供所需的动力。液体火箭发动机的优点是比冲高(250～500秒),推力范围大(单台推力在1克力～700吨力)、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿…     

近程防空导弹发动机推力方案优化研究

以近程防空导弹为背景,探讨了双脉冲推进技术对导弹性能的提升效果。建立了飞行弹道的数学模型,给出了制导方法及推力模型,借用遗传优化算法,以扩大导弹近界至远界各典型弹道的末速度为优化目标,对各种推力方案下推力参数进行了优化。研究表明,相比于传统单级推力形式,双脉冲推力对近程导弹末速度提升明显;优化得到了使导弹末端机动性能最优的双脉冲推力方案,为近程防空导弹双脉冲发动机的设计提供了理论依据。     

利用径向力平衡飞行控制的航天器高精度轨道捕获方法

为实现对探测器轨道形状与高度的精准调整,提出一种径向力平衡飞行的航天器连续推力控制新方法。建立连续推力平衡飞行的动力学极坐标模型,并推导出特殊条件下的解析轨道解,进一步分析边值条件,给出连续推力的控制律。利用这一平衡飞行控制理论,构建轨道捕获的最优控制策略。考虑推力器的推力水平,通过一次或多次的控制过程,实现对轨道形状、轨道高度及轨道相位的综合调整。数值仿真表明:利用平衡飞行的轨道控制方法,配置微小推力器的空间引力波探测器可以实现高精度的轨道捕获;该方法具有控制过程可解析、计算量小、简便、实用等特点。     

基于混合算法的巡飞无人机轨迹优化策略

提出大型空中侦察无人机作为控制中继来控制陆基发射的巡飞无人机作战模式。以多脉冲固体火箭发动机为动力的巡飞无人机的航程末端速度大,可以有效提升无人机的战场生存能力;为使巡飞无人机末速最大,有效提高巡飞无人机飞行轨迹优化求解的鲁棒性和精度,提出了遗传算法与高斯伪谱法相嵌套的混合优化方法。同时与单脉冲推力模式的无人机进行了对比仿真,验证了该混合优化算法的实用性和有效性。     

考虑姿态运动的空间拦截器末制导规律的数学模型

根据控制动力的实际情况,研究了拦截器弹体运动以及控制动力特性参数的变化对制导精度的影响。为此必须建立以各种参数表示的制导规律数学模型。仿真结果表明：只要开关门限取得适当,控制动力特性参数在某一范围内取值,开关控制的末制导可以达到希望的制导精度。     

高超声速飞行器纵向平面滑翔飞行制导控制方法

针对高超声速飞行器纵向平面内准平衡滑翔制导控制问题,提出一种基于动态面控制和滑模控制的制导与姿态控制系统设计方法。建立高超声速飞行器纵向平面质心和绕质心运动模型,以航程预测-校正控制为出发点得到期望速度倾角并结合飞行器纵向模型中速度倾角、攻角和俯仰角速率间的关系,利用动态面控制方法、终端滑模控制和二阶滑模控制方法完成高超声速飞行器纵向平面内制导与姿控系统设计。基于偏导系数矩阵形式的通用高超声速飞行器气动模型,完成期望攻角和左右升降舵偏角指令的解析计算。通过高超声速飞行器对该制导控制系统设计方法的有效性和鲁棒性进行仿真验证。根据数值仿真结果,系统阐述了高超声速飞行器进入准平衡滑翔飞行前后制导控制系统工作的特点,进而总结了从初始下降段到准平衡滑翔段交班飞行阶段制导控制系统设计需要注意的问题。     

一个天基拦截器寻的制导的综合方法

在本文中,我们将目标状态估计和拦截器制导当作一个完整的寻的制导问题考虑。在以前的制导及状态估计设计过程中,状态估计及控制是当作两个问题考虑的。这种情况下,状态估计要求由捷联红外传感器提供方位测量值。本文考虑了如下完整的制导问题:准确的剩余飞行时间的估计,制导规律及Kalman滤波器的结构,选择的制导规律要求目标相对位置、相对速度及加速度的估值。因此为了估计这些值的量,设计了Kalman滤波器结构,它要求必须将目标距离当作滤波器输入,因为被动红外传感器只测量瞄准线误差,因此本文还描述了一种合成距离的方法。通过六自由度仿真,对从角测量至加速度指令产生的完整制导方案进行了研究。