基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC）,能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。     

一种基于解析方法的滑翔再入轨迹快速规划方法

采用数值方法对再入飞行器进行在线轨迹规划时,计算量大,针对此问题,研究了一种基于解析方法的滑翔式再入轨迹规划方法,该方法能够快速规划出高精度的滑翔再入轨迹。基于飞行器再入运动特性,对飞行器滑翔再入的阶段进行了划分,并给出了阶段划分依据;基于运动方程,推导了一类含轨迹参数的滑翔式再入轨迹的高精度解析解;根据推导的再入运动解析解,将再入相关约束转化为轨迹参数约束;引入参数校正方法,根据轨迹参数与待飞航程间一一对应的关系,在轨迹参数约束范围内规划出能满足任务需求的再入轨迹。仿真结果表明,分阶段推导的解析解的精度要高于罗赫二阶解,与数值解相近;基于解析方法的滑翔再入轨迹规划方法避免了数值方法的大量积分运算,并能快速规划出满足任务要求且精度与数值方法相当的滑翔再入轨迹。     

虚拟导引方法在再入滑翔弹道优化中的应用研究

针对飞行器再入大气层后的滑翔弹道,建立了飞行动力学模型,采用设置虚拟目标的导引方法进行优化。提出了几种调控弹道形式和射程的途径,并结合具体算例进行了弹道仿真,具体分析了虚拟目标位置、比例导引系数、攻角等参数对弹道弯曲程度、过载、热流、射程等方面的影响规律,说明综合考虑这些因素可得到理想的弹道优化的结果。     

基于准平衡滑翔的解析再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。     

基于CMAC网络的飞行器再入制导研究

针对高速再入飞行器的制导问题,提出了一种改进的标准轨道制导律.该方案在纵向上将LQR控制与小脑模型神经网络(CMAC)相结合,利用在线学习的CMAC对攻角和倾侧角的大小进行修正,提高地心径向距离和剩余航程的跟踪精度.在侧向上,根据定义的侧向边界设置动态调整准则确定倾侧角反向位置.三自由度仿真显示,该制导律在气动偏差下能够得到满足终端精度和约束条件的再入轨道,具有良好的可行性.     

基于大气预估的再入飞行器机动减速制导方法

背景噪声和混响干扰是声纳目标探测中的主要干扰源,如何有效地减小它们对声纳工作特性的影响一直是水声信号处理关注的焦点。利用Volterra 级数理论,建立水声信号的非线性动力学模型,通过对水声信号的局部预测,实现对背景噪声的降噪和混响干扰的抑制。结合二阶Volterra 自适应滤波器和基于奇异值分解的自适应滤波算法,分别采用直接法和迭代法完成了对水声信号的一步及多步预测。仿真结果表明,基于Volterra 级数模型的水声信号迭代预测方法比直接法不仅具有更好的预测性能,而且还可以实现多步预测。     

再入飞行器中制导段微分对策式主动机动方法研究

针对再入飞行器滑翔中制导段的主动机动反拦截问题,提出了一种基于微分对策解析解的主动式机动反拦截制导方法。通过对博弈双方相对运动的建模分析,构建脱靶量和能量消耗相关的对策性能指标,在合理假设的基础上求解出基于微分对策理论的解析制导指令;在比例导引拦截器逆轨前置拦截的博弈场景下,基于CAV-H飞行器数学模型进行仿真校验,将所设计制导方法与无机动、正弦机动等情况进行反拦截效果的对比分析,验证该算法具有更强的机动性能,造成的最终脱靶量大、反拦截一方制导指令波动小,且算法结构简单、易于工程实现。最后,针对微分对策制导律在不同过载限制下的飞行状态进行仿真分析,认为在实际工程应用中应综合考虑飞行器能量消耗和机动反拦截效果,限定需用过载幅值,实现有效机动反拦截的同时,尽可能降低飞行器自身能量消耗。     

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...     

再入飞行器平飞段多约束制导方法

以再入飞行器为背景,研究了可满足终端经纬度、高度及速度约束的平飞制导方法。在纵向及侧向2个通道内分别引入需要过载作为中间控制量,以简化运动方程及制导律设计; 针对运动方程的非线性特征,利用反馈线性化方法分别推导了可实现等高飞行并消除航向偏差的过载指令; 利用射程微分及速度微分解析预测终端速度,根据剩余速度添加侧向机动以实现减速控制; 最后将需要过载转化为姿态角指令以完成制导任务。CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该方法能够实现等高飞行并高精度地满足终端约束,对初始偏差具有较强的鲁棒性,并能完成多样化的制导任务。     

再入飞行器攻击慢速活动目标的制导方案研究

研究了再入飞行器攻击海上慢速活动目标的制导方案。首先介绍了目标的初始侦察定位系统 ;然后对再入飞行器攻击活动目标可以采用的导引头以及高空探测系统进行了分析 ;最后对再入飞行器降弧段的制导规律进行了研究。针对目标的最大逃逸范围 ,提出了高低空复合制导方案 ,仿真结果表明方案是可行的     

基于神经网络的轨道武器再入制导研究

将神经网络应用于轨道武器的弹道式再入制导中,实时得到所需航迹角,以此形成制导信号．对于具有较大再入初始误差及再入过程干扰、机动能力又不大的弹道式再入飞行器,可以给出满意的制导效果,而并不增加制导系统的复杂性．     

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。     

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。     

再入飞行器的终端角度约束制导律设计

在考虑飞行器命中目标时有落地速度和速度倾角的要求条件下,基于零化再入飞行器和目标视线角速率的思想,设计得到了一种适用于攻击地面固定目标的最优再入制导律.该方法利用最优控制理论的思想方法,不仅使飞行器命中目标时满足了终端角度约束的条件,而且保证了再入飞行器机动速度损失最小.该方法简单,易于理解,便于工程应用,数字仿真验证了所提出的制导律的正确性和有效性.     

基于粒子群优化的再入可达区计算方法研究

针对升力式高超声速飞行器再入可达区计算问题,提出了一种粒子群优化（PSO）和倾侧角反转相结合的混合求解方案。为了减小待优化变量的搜寻空间,设计了一种参数化的倾侧角剖面,利用约束PSO算法求解满足再入过程约束和末端约束的最优滑翔轨迹。通过倾侧角正向和逆向反转逻辑直接生成倾侧角指令集合,进而实现高超声速飞行器再入可达区的快速估算。高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H仿真实例表明,该混合优化求解方案易于实现且无需预估参数初值,具有良好的可操作性。     

飞船再入速度和再入角对气动加热率峰值的影响

主要分析了载人飞船再入大气层时主要参数对气动加热率的影响.首先,建立了飞船再入飞行的数学模型,基于再入轨迹的最优化,广泛地研究了大范围的再入速度RV (7 ~10.8 km/s)和再入角RA在不同组合下对加热率的影响,以及在指定加热率峰值的情况下,不同的再入速度对应的极限再入角.经过大量数值仿真和分析得出了相关特性图和再入走廊.     

基于标准弹道的月球探测器再入制导方法

月球探测器返回具有再入速度大,动力学耦合剧烈以及误差作用明显的特点。利用标准弹道法研究了低升阻比月球探测器的再入制导问题。得到2 000 km和3 000 km航程的标准弹道;讨论了基于时间变量进行增益反馈的制导方法,给出2 000 km航程下的最大单项误差仿真结果,并针对两种航程进行了Monte-Carlo抽样。考虑到时间积分模式不能全面的采集关键点信息,引入能量作为标准弹道的离散量;针对有初始速度偏差时标准弹道与实际弹道初始能量不一致的情况,提出能量比例尺的概念,很好地解决了能量匹配的问题。Monte-Carlo仿真表明:基于能量的标准弹道法精度明显提高,2 000 km航程下纵程偏差在10 km以内,3 000 km航程基本控制在30 km以内。     

基于拟平衡滑翔的再入轨迹快速规划方法

针对高超声速飞行器多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于拟平衡滑翔条件的三维再入轨迹快速规划方法;该方法充分利用滑翔式高超声速飞行器的再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件,将过程约束转化为对倾侧角的约束;纵向轨迹规划采用直接规划倾侧角的方法,在倾侧角约束空间中利用内插的方法得到倾侧角剖面;侧向规划采用横程约束走廊确定倾侧角的反转时刻;最后,对该轨迹规划方法进行了算例分析,结果表明：该轨迹规划方法能够在满足各种过程约束和终端约束的情况下快速完成再入轨迹规划。     

一种基于能量跟踪的强鲁棒性再入制导方法

给出一种基于能量跟踪的再入制导方法,用射程能力最低的偏差状态组合工况进行标称轨迹设计,用攻角跟踪能量,倾侧角跟踪高度和横程,对标称轨迹进行跟踪,通过能量耗散满足中、末制导的交接班要求。仿真测试表明,在极限偏差条件下,算法满足制导终端约束和过程约束,是一种适用于实际工程应用的强鲁棒性制导方法。     

基于准平衡滑翔的再入轨迹解析规划方法

针对禁飞区等多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于准平衡滑翔的再入轨迹规划解析方法。纵向剖面规划中,基于准平衡滑翔条件,以航程为自变量构建了相关弹道参数(如高度、速度、阻力加速度、攻角和倾侧角等)的解析表达式,建立了高度-航程空间内的多约束飞行走廊。横向剖面规划中,采用一种基于横、纵程多次函数的解析规划方法,有效解决了对禁飞区的规避问题。上述算法将复杂的多约束再入轨迹规划问题转化为简单的解析求解,极大提高了轨迹规划速度和可靠性。基于CAV-H的仿真算例表明,提出的轨迹规划算法运行速度快,规划结果平滑,精度高,逻辑简单且易于工程实现。