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．     

再入飞行器再入函数及其导数与积分

从“直线弹道”的基本假设和结论出发,推导并给出了再入飞行器再入大气层过程中,诸多物理量的近似解析计算公式,揭示了各物理量之间内在的本质联系、各物理量随再入高度的基本变化规律以及它们与再入飞行器再入初始速度、初始弹道倾角、再入飞行器质阻比的关系。     

再入机动弹头控制系统六自由度仿真

使用制导和姿态控制系统一体化的设计思想，建立了弹头六自由度仿真的数学模型，实现了连续系统与离散系统的混合仿真．使用Visual C＋＋语言开发了仿真软件，经过仿真试验．证明该模型与传统三自由度模型相比更精确、更符合实际，验证了仿真系统的可信性。     

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.     

高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计

建立了升力体再入滑翔飞行器的气动模型和多约束模型。多约束模型除了包括热流密度、气动过载、动压和终端约束等典型约束外,还建立了更符合实际任务的路径点和禁飞区约束模型,并利用路径点、禁飞区和终端约束划分弹道,在各段分别使用高斯伪谱法进行弹道求解,将多段多约束的最优控制问题转换为非线性规划问题。改进的准平衡滑翔条件保证了弹道平缓。最后通过Matlab仿真计算验证了所用分段高斯伪谱法规划弹道比传统的高斯伪谱法具有更精确的优化结果和更高的优化效率。     

无动力升力体飞行器再入机动方案设计及仿真

针对无动力升力体飞行器特点,设计了其再入机动方案,包括余弦波形式侧向蛇形机动方案和改进的余弦波形式的纵向跳跃机动方案;并根据再入机动方案,对机动幅度、频率、方向的控制进行了仿真分析;仿真结果表明:设计的机动方案能够很好的实现纵向、侧向机动轨迹的控制。     

滑翔飞行器再入段弹道特性分析

为解决滑翔飞行器再入段受力复杂、非线性约束条件多、弹道设计难度大的问题,对平衡滑翔条件下的 弹道解析关系进行分析。根据平衡滑翔的概念,通过简化的动力学微分方程,对滑翔飞行器再入段弹道影响因素进 行分析,联合大气指数模型,推导出平衡滑翔条件下的弹道初始参数与速度、射程以及高度的解析关系,并进行仿 真验证。仿真结果表明：更高的滑翔初速和最优的平衡滑翔初始入射角可以增加滑翔距离,不同高度再入时对射程 影响不大。     

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     

ABRES弹头(再入飞行器)再入散布研究

本文简要介绍在高级弹道再入系统(ABRES)计划期间,美国为实现小型化弹道式弹头(再入飞行器)的高命中精度而在理论方面和地面试验、飞行试验方面进行的大量研究及其结果。该项研究是在弹道系数从7324kg/m~2至19530kg/m~2、再入角从15°至40°的条件下进行的。研究确定了影响弹头散布的各种因素,这些因素起作用的高度区域,以及它们引起的命中散布的大小或量级。文中以图线形式介绍了这些研究结果,并根据从研究导出的再入误差预算给出了总的再入命中散布。     

战术弹道导弹再入段弹道仿真设计

在拦截TBM作战仿真系统中,需要模拟TBM再入段的弹道.文中在简化的大气模型下建立TBM的再入段方程,并采用龙格-库塔法来求解,通过仿真,可以看出模型符合仿真需要.     

机动弹头弹道导弹六自由度建模与仿真

针对机动弹头弹道导弹飞行的特点,应用六自由度一体化建模理论建立了较为精确的数学模型,并对其进行了仿真,给出了部分仿真结果。结果表明,所建立的六自由度运动模型能够充分表征其飞行特点,可在此基础上进一步进行系统分析、质量评估等工作。     

再入飞行器弹道参数自适应稳健估计方法

建立了飞行器再入段动力学模型.通过对再入过载值的融合,避开了对弹道系数和大气密度的近似,使得再入动力学模型更加准确;通过对自适应Kalman滤波算法的简化,得到了再入弹道参数的精确、稳健的估计.仿真算例表明该方法可以在系统建模误差、传感器测量噪声模型未知的情况下得到相当好的结果.     

基于Dueling DQN的临近空间飞行器再入轨迹规划

针对临近空间飞行器再入段禁飞区规避制导问题,构建了临近空间飞行器再入过程横侧向制导的马尔可夫决策过程（Markov decision process,MDP）模型。基于竞争深度Q网络（dueling deep Q network,Dueling DQN）,设计了横侧向制导律及满足射程需求与禁飞区规避需求的再入过程奖励函数。经仿真验证,该横侧向制导律能够通过改变倾侧角符号实现禁飞区规避,并导引飞行器到达目标区域,具备较高精度,验证了方法的有效性。     

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.     

空天飞行器再入姿态控制研究

为满足空天飞行器在再入过程中各种约束条件,对其再入段的姿态控制进行研究。以HORUS-2B 飞行器 为研究对象,根据飞行器的舵面偏转特点,建立纵向非线性模型,通过对再入过程的约束条件分析,选定合适的初 始攻角,对切换控制律进行设计,通过经典控制与模糊控制相结合的方式来整定控制参数,并进行仿真验证。仿真 结果表明：控制系统能够很好地对攻角和过载进行控制,并具有很好的鲁棒性,能抑制不确定性的影响。