基于自适应神经模糊系统的高超声速飞行器再入预测制导

针对高超声速飞行器再入运动过程模型的非线性特性,提出了一种基于自适应神经模糊系统(ANFIS)的再入预测校正制导方法。在以能量为自变量的三自由度再入方程的基础上分别设计了纵向制导律和侧向制导律。以能量和剩余航程偏差为输入参数,侧倾角调节量为输出参数,设计了ANFIS控制器,并将其应用于纵向制导。侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的侧倾角反转逻辑。仿真结果表明,所设计的制导律具有制导指令解算速度快,制导和落点精度高且对再入初始偏差及过程扰动不敏感的优点。     

一种基于解析规划的多约束再入制导算法

提出了一种基于H-V剖面的亚轨道飞行器再入制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和过渡段分别进行规划,初始下降段采用常值倾侧角飞行,过渡段则采用四次解析多项式进行描述,满足再入走廊约束和能量管理(TAEM)初始条件的同时提高再入轨迹在线规划速度;通过反馈线性化方法设计自适应控制律跟踪标准剖面,同时根据航向误差走廊确定滚转方向,从而完成纵向和侧向的联合设计。仿真结果表明,该制导方法对初始状态偏差和参数不确定性具有较强的鲁棒性。     

初态误差对显式制导弹道导弹命中精度的影响特性

为研究初态误差对显式制导弹道的影响特性,在分析初态误差对标准弹道、实际飞行弹道影响机理的基础上,归纳推导了初态误差对导航和需要速度计算影响的分析模型,基于误差模型分析了初态误差对显式制导关机时间的影响机理。提出了初态误差对弹道和显式制导影响的分析方法,仿真分析了初态误差对不同地区同射向发射和相同地区不同射向发射的影响结果。仿真结果表明,在不考虑其他导航误差的情况下,初态误差对标准弹道和显式制导弹道的命中精度误差量在5%以内。     

带终端高度约束的再入预测校正制导

针对高超声速飞行器再入制导问题,提出了一种基于倾侧角剖面并能严格约束终端高度的预测校正制导方法。首先分析了倾侧角剖面对终端航程、高度的影响,指出终端航程与高度可能存在的不匹配问题。针对传统算法仅能保证终端航程、能量约束的问题,设计了一种分段线性倾侧角剖面。通过合理地设计倾侧角剖面初始、终端值保证了高度约束,并以航程误差预测校正倾侧角剖面保证航程约束。侧向制导通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果验证了该算法对于解决终端航程与高度约束不匹配问题的有效性。     

再入飞行器禁飞区规避近似解析制导方法

针对再入飞行器的禁飞区规避问题,提出了一种基于近似解析解的禁飞区规避制导方法。所设计的制导方法,在对飞行器转弯能力分析的基础上,结合Dubins曲线的路径规划方法,求解规避需用倾侧角的近似解析解,生成禁飞区规避指令;然后为修正规避引起的航程及高度误差,通过基于能量的运动模型,进行航程及高度的解析预测-校正制导;最终实现禁飞区的规避并满足高度和航程的约束。仿真结果表明,该制导方法能够有效实现飞行器的禁飞区规避,满足再入终端约束,计算效率高。     

逆向递推估计全程弹道参数

针对试验中出现的初始段跟踪数据缺失情形,研究利用修正制导工具误差后的遥测数据转至发射系下弥补外测跟踪数据的逆向递推方法,给出了实际实现方案.从微分方程理论出发,推导了初始跟踪数据误差影响积分终值误差的结论.仿真计算给出了符合工程实际的全程弹道,并验证了误差理论分析的正确性,位置误差基本为初始位置偏差加上初始速度偏差的积分,速度误差为初始速度偏差加上一个小量.     

天基对地攻击武器的一种混合再入制导方法研究

本文是《天基对地攻击武器再入段制导分析》（见《战术导弹控制技术》2004年第三期）的继续。针对天基对地攻击武器的战斗舱采用弹道式再入、标准轨道与预测落点法相结合的制导方法进行了研究，即在整个再入过程中，在有限的几个特征位置引入预测落点法制导来消除较大的初始误差和较大干扰源的影响，然后以调整后的状态参数为初始值，在轨生成一条新的标准轨道，再采用标准轨道法制导完成再入。这种制导方法融合了预测落点制导法和标准轨道制导法的长处，从研究和仿真结果看，标准轨道法与预测落点法相结合的制导方法既具有对方较大初始误差和过程干扰的优点，又减少了计算量，落点精度较高，具有一定的工程实际应用价值。     

基于高斯伪谱法的枪榴弹制导算法

针对目前枪榴弹制导算法稀少，传统中大口径弹药的制导方法不适用于枪榴弹制导等方面的问题，提出基于高斯伪谱法的枪榴弹制导算法。该算法利用高斯伪谱法规划出一条最优弹道作为标准弹道，依据实时弹道和标准弹道的偏差生成制导指令。以修正能量和制导精度为指标，对该算法进行仿真验证，结果表明该算法具有修正能量小、制导精度高的特点，易于在枪榴弹上实现与应用。     

天基对地攻击武器的一种混合再入制导方法研究

本文是<天基对地攻击武器再入段制导分析>(见<战术导弹控制技术>2004年第三期)的继续.针对天基对地攻击武器的战斗舱采用弹道式再入、标准轨道与预测落点法相结合的制导方法进行了研究,即在整个再入过程中,在有限的几个特征位置引入预测落点法制导来消除较大的初始误差和较大干扰源的影响,然后以调整后的状态参数为初始值,在轨生成一条新的标准轨道,再采用标准轨道法制导完成再入.这种制导方法融合了预测落点制导法和标准轨道制导法的长处,从研究和仿真结果看,标准轨道法与预测落点法相结合的制导方法既具有对方较大初始误差和过程干扰的优点,又减少了计算量,落点精度较高,具有一定的工程实际应用价值.     

可重复使用航天器再入协同制导研究

从可重复使用航天器(Reusable Launch Vehicle,RLV)协同飞行任务需求出发,针对多RLV再入协同制导问题进行研究,设计了一种再入协同制导方案,重点对再入协同制导律进行设计.该再入协同制导方案分为3部分:第1部分是再入前弹道规划,设计了基于伪谱法的轨迹规划方案,以时间协同作为约束条件,初步设计出满足协同要求的再入轨迹;第2部分是时间协调策略设计,以再入飞行时间可知性为目标,通过伪谱法对RLV的飞行时间进行预测,实现多RLV的再入协同飞行时间协调;第3部分是基于滚动时域控制思想的再入协同制导律设计,以飞行时间可控性为目标,将飞行时间作为强约束,使用伪谱法生成制导指令.最后通过仿真验证了再入协同制导律的制导性能和整个再入协同制导方案的有效性.     

精确对地攻击姿态约束最优末制导设计

针对远程精确对地攻击姿态约束末制导问题，提出按照命中点姿态角需求设计基准弹道，并建立了围绕基准弹道的线性时变弹目运动方程。以弹道跟踪误差和控制能量最小为优化指标，取弹道跟踪误差加权阵与剩余飞行时间的平方成反比，求得了一种新的精确对地攻击姿态约束末制导律。制导指令由基准弹道补偿项和弹道跟踪误差项两部分组成。与文献[1]制导律的仿真对照表明，本文给出的制导律具有较小的需用过载，命中点姿态角控制精度高、脱靶量小、适用性好。研究结果对远程对地攻击导弹或制导炸弹末制导系统设计具有参考价值。     

双/多基地制导雷达距离解算精度及优化

首先介绍了双基地雷达距离解算模型,并对其距离解算误差进行仿真,结果表明双基地雷达在基线附近存在无法高精度定位的缺点。然后介绍了选优和LS两种数据融合算法,通过对两种优化算法进行系统仿真,结果表明,这两种算法均可获得较高的距离解算精度,很大程度上提高了基线附近定位精度,改善了系统的定位性能。     

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0.965 5 m。大射角、小射程条件下模拟打靶,圆概率误差为1.864 3 m。     

导引头指向角误差研究

提出了以理论弹目线为中心的扫描方式，该方式能减小导引头扫描角度范围和扫描周期，降低了导引头设计技术指标要求；建立了以理论弹目线为中心的导引头指向角模型，并对其误差进行了分析；采用Monte- Carlo法对导引头指向角误差进行了仿真计算。结果表明，以理论弹目线为中心的扫描方式扫描角度范围减小2a，a大小与目标横向机动速度、导弹射程和采用的中制导律有关。研究结果可以对同类的自寻的导弹工程研制起借鉴作用。     

空空导弹SINS/GPS紧组合导航系统仿真

为了满足空空导弹远程发射要求,采用基于伪距、伪距率的SINS/GPS组合导航系统作为空空导弹的中制导。建立了惯性器件和GPS的误差模型,设计了Kalman组合滤波器,用MATLAB软件对紧组合系统进行了仿真研究。仿真结果表明,紧组合导航系统导航精度满足空空导弹中制导设计要求。     

可重复使用运载器滑翔段轨迹快速优化方法

针对滑翔段轨迹多约束、强耦合、高非线性等特点,设计了一种全新的纵向飞行剖面,实现了终端约束和拟平衡滑翔条件的自动满足,并将滑翔段轨迹优化问题转化为一个双参数寻优问题。同时考虑倾侧角大小及其变化率约束,对侧向轨迹进行了设计。最后,设计了一种改进粒子群优化算法,通过外点法对约束条件进行处理,并提出一种变异策略对种群多样性进行准确控制,避免粒子陷入局部最优。仿真结果表明,该优化方法能够快速生成满足所有约束条件的最优滑翔轨迹;对于航程超过3000 km的场景,轨迹优化平均时间仅为5.94 s,最大终端相对误差不超过1%。     

惯导测量发射位置和速度误差的迭代计算方法

为了辨识惯性导航测量的发射原点位置和初始速度的误差,利用外弹道起始时刻数据和遥测视加速度,建立前推的非线性微分方程计算发射原点和初始速度。利用迭代计算降低模型误差源对辨识精度的影响,建立了仿真数据; 利用仿真数据给出模型的逼近精度,利用蒙特卡洛方法给出模型辨识精度。实验发现,微分方程的起始点应该选择在时间靠前且加速度变化平稳的位置; 待辨识原点误差对辨识精度没有影响,辨识精度只与外测起始点误差和遥测视加速度误差相关; 如果在遥测上面添加系统性偏差,那么初始点选择越靠前越好; 发射方位角偏差不大于0.001 rad对原点误差辨识的影响可以忽略。     

基于蒙特卡洛的红外成像产品装配风险分析

通过某型红外成像导引产品的具体实例,首次将蒙特卡洛统计仿真方法应用于精密产品装配风险量化分析,达到了用量化的风险概率描述装配风险的目的。实例给出了精密光机部件的装配使用风险概率,为高新武器研发,以及如何在装配前预测装配风险提供了一个可准确量化的方法,避免盲目装配后带来的后续经济、时间上的损失,得到了蒙特卡洛统计仿真方法可在装配风险预测中实际应用的结论。     

反舰导弹末制导雷达搜索模型

在舰载反舰导弹捕捉概率的仿真过程中, 末制导雷达搜索功能的仿真是研究重点.在分析了舰载反舰导弹末制导雷达搜索特点的基础上, 针对在每一个仿真步长内雷达搜索分为不存在回扫、存在回扫但未覆盖、存在回扫并覆盖的三种情况, 分别建立了搜索的数学模型, 并对所建模型进行了深入的分析.