随机最优控制理论在再入机动弹头制导中的应用

建立了机动再入弹头攻击地面目标的随机数学模型,根据再入机动弹头攻击目标的要求,选择合理的代价函数和控制量的约束方程,利用随机最优控制理论,结合再入弹头的运动学与动力学方程,获得再入弹头的最优制导律.该制导律在存在状态噪声和观测噪声的情况下能有效完成再入机动弹头的制导,并使系统满足一定的约束条件.将此最优制旱算法应用到某型再入弹头,通过计算机仿真验证了算法的正确性.     

再入机动弹头速度方向制导律设计及仿真

建立了再入机动弹道模型,设计了基于非线性系统精确线性化理论的再入机动弹头速度方向的时变最优制导律,实现了机动弹头速度方向的控制,通过三自由度机动弹道仿真证明该制导律是可行的。     

再入机动弹道气动环境仿真研究

机动弹头再入飞行时．其控制系统是由空气舵偏转产生的空气动力作为控制力的．文中研究了空气舵三个通道之间的交连耦合影响并建立了再入机动弹道的气动环境模型。通过仿真试验，结果证明文中建立的模型与机动弹头再入飞行的实际情况更为接近．验证了模型的可信性。     

基于复合执行机构的再入弹头动力学建模与控制

为提高再入弹头命中精度和机动突防能力,将质量滑块和单框架控制力矩陀螺（SGCMG）配合使用,以在弹头再入全过程中产生足够的姿态控制力矩.针对采用质量滑块/SGCMG复合执行机构的再入弹头,利用New-Eul-er法,建立了弹头再入动力学模型.在此基础上,利用Lyapunov稳定性理论,设计了弹头非线性姿态控制器.对某型导弹再入弹头的仿真研究表明：质量滑块/SGCMG复合执行机构可以满足弹头再入全过程的力矩需求,输出力矩误差小于0.001 5N.m;控制系统可以实现姿态角的良好跟踪,稳定跟踪误差小于0.5°,复合执行机构方案是可行的.     

复合制导再入机动弹头再入误差分析

根据融合了干扰因素的再入机动弹头再入段六自由度弹道方程,研究了一种基于变化的再入干扰量偏导数矩阵和弹道参数偏差的参数估计方法,由再入干扰方程求得辅助导航系统开始工作前每一时刻的再入误差值.理论推导和仿真结果表明,该再入误差分析方法是合理的,分析结果在估算结果范围之内,气动干扰是再入误差的主要影响因素.     

再入飞行器高空最优制导律

研究了在降弧段进行高空机动的再入飞行器的最优制导律．采用最优控制理论推导出具有再入约束条件的高空最优制导律，给出了剩余时间的计算方法．仿真结果表明，此制导律可用于再入飞行器的高空机动飞行．     

钝头双锥体有攻角表面热流计算

本文针对导弹机动弹头再入的防热问题,通过求解二维EULER方程确定边界层外缘参数,在理论与半经验公式的基础上,利用参考焓方法计算了球头钝双锥外形弹头有攻角再入时的表面热流.通过与国外实验结果比较表明,这种采用CFD方法求解边界层外缘参数和其它方法获得的热流计算结果较为准确,为再入弹头防热方案的初步设计提供了有效的途径.     

美国弹头的制导与控制

为了避免在再入大气层时造成结构损坏,为了成功地突破敌人的防御系统和准确地击中目标,弹头的制导和控制就显得日益重要。近二十年来,美苏两国在弹头技术领域进行了大量的研究工作,解决了很多工程技术问题,取得了很大的进展。多弹头和机动弹头的出现和发展是这一技术领域中的代表性成就。与之相应的弹头制导和控制也获得了巨大进展。     

美国机动弹头技术发展概况

一、前言美国从五十年代末开始探索和研究机动弹头问题,至今已有约25年的历史。早期主要对弹头的机动原理,与弹头机动有关的气动问题以及各种可能采用的控制方案进行探索,作了一些理论分析和地面实验研究工作。在此基础上,从1962年开始先后制订了几种机动弹头的     

螺旋再入弹道特性分析

针对螺旋再入弹道低空发散问题,提出一种减小弹头落点侧向位移的工程方法.通过仿真计算,研究了螺旋再入弹道的飞行规律、特点以及落点精度等问题.仿真计算表明,该方法是可行的,能够有效减小落点的横向偏差.结果表明,螺旋再入弹道的机动能力与升力系数密切相关,升力系数越大,螺旋弹道机动能力越强,其纵向射程相对弹道式再入弹道偏小.     

再入弹头尾翼烧蚀时的容错控制

本文首先给出了容错控制器设计的一种方法，即状态反馈控制器重构设计法，然后将这种方法应用到再入弹头尾翼烧蚀时的容错控制律设计中，并设计了一个容错滚控系统，使得滚控系统能够抑制滚转异常，大大提高了命中精度。     

一种基于角速率的再入弹头最优制导律

为了使再入弹头的速度损失最小。并能准确击中目标。根据准平行接近原理和最优控制原理推导出了一种基于角速率的再入弹头在平面内的最优制导律，它以速度损失最小为目标函数。论证了当攻击固定或慢速目标时，比例导引是一种最优制导律。仿真结果表明比例系数为3时，弹头再入速率损失最小。     

基于遗传算法的机动弹头再入段弹道优化设计

针对机动弹头攻击区优化问题,设计了改进遗传算法加约束可变多面体法的串行混合遗传算法,采用直接优化方法,基于分段优化思想,对再入段最大纵程、最小纵程和最大横程等边界弹道分别进行了优化设计,得到了满足约束条件的最优边界弹道,从而确定了机动弹头的最大可攻击范围.优化结果表明,最大可攻击区范围是一个长半轴为17 km,短半轴为10 km的椭圆区域,此结果优于针对该弹头进行的大量弹道仿真所得的结论,可为进一步弹道设计提供参考依据.     

空空导弹末端控制滑模导引律研究

针对现代空战中目标大机动条件下, 末端控制(ENDGAME)段导弹和目标间的相对运动, 结合滑模控制理论设计了工程上易于实现的滑模制导律, 并进行了仿真计算。最终仿真结果证明了滑模导引律比传统的比例导引律在ENDGAME中对目标机动有更好的制导性能。     

具备目标重定向能力的自适应再入制导律

将再入弹道跟踪问题转化为再入弹道状态调节问题,得到了一个LTV系统最优控制问题,在此基础上,利用基于伪谱算法的最优反馈控制算法,设计了一种便于在线实现的自适应鲁棒再入制导律.仿真结果表明该制导律在改变参考轨迹后依然能够较好地跟踪新的参考弹道,具备较好的动态性能和再入制导精度,而且不需要显示积分和显示增益调度.     

掩护攻击下从弹的导航与制导方法

针对全导式多弹头在确保射击精度与弹头密集分布条件下的作战需求,提出了一种数值导航计算和相对制导的方法。基于零视加速度理论,在自由段采用数值导航计算方法,有效地消除了惯性导航系统加速度计漂移误差对导航精度的影响,减小了弹头落点偏差。以摄动制导理论为基础,研究了从弹伴随主弹飞行的相对制导方法,设计了满足落点约束的姿态控制方程和制导关机方程,将从弹和主弹分离时刻的状态参数作为标准关机量,实时计算分离后从弹的关机量并与标准关机量进行对比,满足相对距离条件则实施关机。仿真表明:通过数值导航与相对制导方法能有效实现全导式多弹头的伴随飞行,并以较高精度命中目标,从弹掩护主弹攻击的效果较好。     

再入飞行器最优减速研究

针对飞行器再入时,再入速度太高的问题,就再入飞行器的减速控制问题进行了研究,对减速的目的、意义及方法进行了探讨,并分析了攻角的变化与减速增程的关系,并在此基础上应用现代最优控制理论对平面再入减速控制进行了最优设计,提出了以再入时间为性能指标的最优控制方法,进行了数学仿真。结果表明,这种方法不仅可以达到减速的目的,而且可以增程,具有一定的实际意义。     

基于空中机动目标拦截的制导和引信及战斗部一体化设计研究

为实现对空间机动目标的可靠拦截,研究防空导弹制导盲区情况下常规破片战斗部的制导和引信及战斗部一体化设计方法。在已知目标最大机动能力作为先验信息条件下,通过目标最大机动能力估计制导盲区内目标潜在运动的状态集合;建立破片飞散的数学模型,根据目标状态集合和破片飞散特性求解防空导弹最佳交会状态和引信最佳起爆时间;采用Gauss伪普法,以末端弹目相对位置、弹目视线角和速度矢量夹角作为约束,求解导弹实时最优控制输入,使防空导弹到达最佳拦截位置。仿真分析结果表明,所提制导和引信及战斗部一体化设计方法能够实现引信最佳起爆控制和目标可靠拦截,对战斗部设计提供了依据。