远程弹道导弹闭路制导方法建模与仿真

在文献[1]的基础上提出了建立虚拟目标点矩阵来计算需要速度的方法,简化了需要速度计算模型,推导了速度倾角计算公式,采用改变速度倾角来改变需要速度的方式,对导弹进行调姿以达到能量管理的目的,在此基础上分别建立了主动段和末修段闭路制导模型,并通过仿真计算验证该模型是正确的.     

弹道式再入飞行器零射程线技术研究

在介绍了零射程线基本概念的基础上,提出了3种常用的零射程线工程算法,并基于其中的迭代方法,采用弹道仿真手段,分析了影响零射程线方向的主要因素,给出了零射程线技术的应用途径,并对零射程线技术后续研究方向进行了展望.     

基于虚拟目标点的闭路制导方法误差分析

对基于虚拟目标点的闭路制导方法的误差进行研究,从虚拟目标的位置计算、导弹导引方法,制导方程使用等3个方面造成的误差进行理论分析,并通过仿真计算对3个方面的误差进行验证,最后通过某型导弹的飞行仿真计算了小扰动下闭路制导的方法误差.     

新型弹道导弹闭路制导研究

分析了潜射弹道导弹摄动制导的基本原理及存在的主要缺点。进而介绍了某新型弹道导弹应用的闭路制导原理，推导出了计算需要速度的迭代公式，介绍了能量管理的概念，总结了闭路制导的优点。最后，简要介绍了星光，惯性组合制导方式在设计下一代弹道导弹制导系统中的应用前景。     

新型弹道导弹闭路制导研究

分析了潜射弹道导弹摄动制导的基本原理及存在的主要缺点,进而介绍了某新型弹道导弹应用的闭路制导原理,推导出了计算需要速度的迭代公式,介绍了能量管理的概念,总结了闭路制导的优点.最后,简要介绍了星光/惯性组合制导方式在设计下一代弹道导弹制导系统中的应用前景.     

一种基于神经网络的迭代制导方法研究

利用神经网络强大的函数逼近能力进行落点偏差预报,仿真表明在一定精度要求下可以解决落点偏差实时计算问题.在此基础上,将导弹落点偏差视为当前速度、位置及待增速度的函数,并在当前状态下线性展开,利用需要速度的概念及文中所提供的方法可快速迭代确定出导弹实时待增速度,仿真表明迭代次数一般不超过3次,然后利用闭路制导关机及导引方法对导弹实施控制.由于以"真实"落点偏差为基础,大大减小了制导方法误差,提高了导弹射击精度.     

利用冲量改进闭路制导研究

基于需要速度的闭路制导要进行虚拟目标计算,在修正地球扁率和再人段空气动力的影响时通常只能采用线性化等简化手段,随着导弹技术的发展,由此而带来的方法误差所占比例必将增大.采用冲量制导概念,将标准弹道的某点作为虚拟目标进行需要速度计算及制导,不必对地球扁率和再入段空气动力进行修正,精确保证导弹飞至该点,再对导弹施加一瞬时冲量,可大大减小制导方法误差,从而提高弹道导弹的射击精度.     

舰炮增程制导炮弹射程指标论证方法

针对舰炮制导炮弹中射程指标论证存在的问题,提出了一种射程指标论证方法。通过分析国内火炮射程 论证的方法及现状,结合舰炮制导炮弹的结构特点和工作原理,分别从水面舰艇对岸火力支援作战需求牵引、关键 技术发展水平的推动与制约进行综合平衡,提出了射程指标论证方法,在建立制导炮弹外弹道仿真模型基础上,开 展仿真与对比分析,得出射程指标。仿真结果表明,该研究可为大口径舰炮复合增程制导炮弹初步方案、相关技术 参数设计和射程论证提供参考依据。     

基于能量控制方法的航天器TAEM制导仿真

末端能量管理段制导的主要目的是控制航天器的动能和势能,使航天器最终达到着陆段初始要求。采用能量控制方法来设计制导方案,分析了末端能量管理制导的过程及原理,在制导系统引入能量-射程基准剖面,通过调整飞行距离、动压或速度制动使航天器达到基准的能量状态。将末端能量管理段划分为S-转弯、搜索飞行、航向校正飞行和着陆前飞行4个飞行段进行研究。以某航天器为仿真实例,对末端能量管理段制导过程进行动力学仿真。仿真结果表明所提出的基于能量的制导方案具有良好的制导效果。     

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。     

一种基于零射程线的变轨方向选择方法

一种提高弹道导弹突防性能的思路是使导弹具备中段变轨能力。文中提出一种兼顾突防有效性和弹头落点精度的变轨方向选择方法,将空间三维拦截问题转化到垂直于弹目视线矢量的二维平面内进行分析,结合偏导数计算选择落点偏差最小的弹头变轨方向,引入零射程线概念,避免弹上搜索计算,在保证有效突防前提下降低落点修正对推进剂的需求。该方法能够有效简化制导计算过程,易于工程实现,提升导弹武器总体性能。     

基于零效脱靶量的制导估计一体化方法

为提高反临近空间高超声速目标的拦截精度,提出一种基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法,通过对目标拦截的制导估计问题分析,建立制导估计一体化设计的系统模型,并对具有目标机动补偿的零效脱靶量制导律进行设计。在目标状态信息可量测的条件下,零效脱靶量制导律与比例导引法相比,其制导性能略高;在目标状态信息不可量测的条件下,基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法对目标加速度的估计误差更小,制导精度也更高。利用该方法可以较好地跟踪目标机动,减小估计延迟对制导精度的影响,具有较高的制导精度和较强的鲁棒性。     

基于GPS和INS数据融合的复合精确制导技术

针对复合精确制导问题, 提出了一种数据融合算法, 该方法是一种可将GPS和INS融合制导的技术.该技术将GPS和INS相融合, 使两种系统优势互补, 提高制导性能.通过对GPS和INS数据融合的仿真, 证实了该数据融合算法融合效果好, 并可将GPS和INS融合技术应用于复合精确制导.     

基于导引原理的比例导引弹道的建立

对目前应用比较广泛的比例导引法的算法误差进行了深入研究,通过分析飞行器在自导段制导系统的工作原理,建立了基于比例导引原理的导引弹道计算公式,并对二维比例导引问题进行弹道仿真,总结了方法误差与比例导引系数和弹目速度比之间的相互关系。通过与龙格—库塔法相比较发现：本文算法的弹道精度有了进一步的提高。     

一种反馈线性化弹道跟踪制导律设计

针对防空导弹弹道跟踪问题,基于反馈线性化理论设计了一种弹道跟踪制导律。使用反馈线性化方法对导弹质点运动模型精确线性化;利用该线性化模型和线性二次型最优调节器(LQR)理论设计跟踪制导律,并给出制导系统工作流程;在存在初始误差和随机风干扰的条件下,将所设计的跟踪制导律应用于导弹质点运动仿真,并与基于小扰动模型设计的LQR跟踪制导律进行比较。结果表明,基于反馈线性化所设计的制导律性能更好。     

一种垂直命中导引律导参量的获取方法

目标机动是对抗鱼雷攻击的有效手段，而将目标的机动特性引入导引律中进行反对抗，效果也是明显的。本文介绍一种以几何关系和卡尔曼滤波获得制导参量的方法，该方法运算量小，效果良好。     

红外复合制导技术概述

近年来红外制导技术及其武器装备的发展十分迅猛,它具有制导精度高、抗干扰能力强、隐蔽性好、效费比高等优点,目前红外制导的发展方向是红外成像制导和基于红外的复合制导。文章回顾了红外制导技术的发展历程和两类红外制导系统的工作原理,介绍了几种典型的红外复合制导系统及其关键技术,分析了当前红外制导技术领域的若干研究重点。     

星光定向的"虚拟星"方法

在星光/惯性导航及制导系统中,常需要选择某个期望位置的星光作为定向基准,但天球上不一定正巧有这样的星体存在.在采用敏感矩阵型星光敏感器时,视场中围绕这一期望位置可能出现数颗星的映象,利用这些可观测星体的坐标信息就可以间接地确定期望位置虚拟的定向基准星的准确坐标.这种方法可以避免因采用不准确位于期望位置的星体作定向基准所带来的方法误差,而且还能够利用多星观测的冗余信息减小观测随机误差.     

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。