基于遗传算法的反卫星拦截轨道优化

针对未来空间作战中反卫星机动拦截的典型样式——单脉冲机动,在固定时间最优能量轨道机动的基础上,建立了基于遗传算法的反卫星拦截器在轨机动拦截的优化模型。模型中通过对机动时间和拦截时间的优化搜索,得到一个满足约束的最优能量;仿真结果验证了文中模型的有效性。     

中制导误差对反导拦截器末段拦截影响仿真分析

研究了中制导结束时目标速度估计误差和反导拦截器航向误差对末段拦截的影响.以THAAD为例进行分析,建立了末段拦截运动的简化模型,通过数字仿真研究了中制导误差与拦截器末段拦截所需机动能力之间的关系.仿真结果表明,提高中制导精度,通过综合考虑中制导目标速度估计精度和拦截器航向控制精度来选择适当的末段拦截入射角,将会降低拦截器的机动能力需求,从而改善末段拦截的性能.     

在轨拦截器空间碎片碰撞概率算法

分析了在轨拦截器空间飞行环境,就空间碎片的轨道分布和对拦截器安全飞行的影响,提出了空间碎片运动轨迹预报与确定的基本思路,针对在轨拦截器与空间碎片碰撞概率问题,提出了危险空间碎片筛选球形判据和搜索时间步长确定方法。利用TLE数据,针对5个卫星及其周围的空间碎片进行搜索计算,对本研究提出的在轨拦截器空间碎片碰撞概率模型合理性进行了验证。     

大气层外动能拦截器顺轨拦截制导律设计

在分析中段拦截弹道导弹的优势和特点的基础上,提出顺轨拦截弹道导弹的方案.阐述顺轨拦截的概念,建立用于顺轨制导的弹道导弹和拦截器相对运动模型,基于二阶滑模控制理论设计二阶滑模非线性制导律.通过拦截器拦截弹道导弹的数字仿真验证了制导模型和制导律的正确性.     

大气层外侧向力控制KKV末制导仿真与分析

建立了动能拦截器运动学和动力学模型,以及轨控发动机和姿控发动机的推力模型,提出了拦截导引律的实现方法及轨控和姿控发动机的控制规律.在此基础上进行了动能拦截器拦截过程仿真,验证了动能拦截器能够直接碰撞命中弹道导弹的结论,并分析了影响脱靶量的一些因素.     

弹道拦截的HP三维模型及自适应变结构制导律

HP（head pursuit）导引方法是将拦截器导引到目标轨道的前方进行拦截，拦截器的速度小于目标导弹的速度，从而可以解决拦截器导引头的气动加热问题，降低对拦截器探测设备的要求。在建立了HP导引方式的目标和拦截器三维制导模型基础上，对机动变速目标应用滑模变结构控制理论提出了一种自适应变结构制导算法，并设计了HP空间自适应变结构制导律，拦截器和目标导弹弹道拦截的三维数字仿真验证了模型和制导律的正确性。     

侧窗探测的拦截器变结构Bang-Bang姿态控制

为了解决拦截器在高速作战时由于气动加热而带来的探测干扰问题,拦截器导引头可采用侧窗探测方式.根据侧窗探测时导引头视场受到侧窗的限制以及需要保持侧窗视线角稳定的要求,在给出了姿态角和视场角的约束关系的基础上,设计了姿态调整算法以保证目标始终在拦截器的视窗内,并根据李亚普诺夫方法设计了拦截器变结构Bang-Bang姿态控制算法来控制拦截器的姿态.根据姿控发动机和拦截运动的数学模型进行了仿真,得到了较好的拦截效果.     

助推滑翔飞行器远程拦截发射方位角设计

针对高超声速助推滑翔飞行器远程拦截问题,结合球面三角形,提出在临近空间远程拦截目标飞行器时拦截发射诸元的求解思路。选取经典飞行器控制程序角模型,以时间与射程为控制目标合理设计了拦截器助推段弹道,并提出用平衡滑翔假设解析方程快速预报射程从而求解飞行器的拦截发射方位角的方法。仿真结果表明,所提出的拦截发射诸元设计方法可以成功将拦截器送到目标飞行器周围。     

反动能拦截器拦截方案设计

分析当今弹道导弹防御技术的现状,针对当前主要的动能拦截器KKV,提出一种新的反动能拦截器拦截新方案.     

远程弹道导弹大气层外机动突防

研究了易于工程实现的比例导引律作用下的外大气层拦截器与来袭弹头的拦截对抗过程,在建立拦截器制导系统模型的基础上,分析了诱饵伴飞与弹头机动相结合的机动突防方案,得到了拦截器所携带探测器的识别弹头距离、弹头与诱饵间的散布距离所造成的脱靶量关系;得到了弹头机动开始时间、机动幅值和机动周期与拦截器脱靶量的关系.