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．     

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...     

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.     

再入弹头变结构制导律设计

为了使再入弹头制导系统具有良好的鲁棒性能和自适应性能,基于变结构理论,推导了一种滑模制导规律,使再入弹头依靠空气舵系统具有了精确打击活动的大型目标的能力,并与比例导引进行了比较,数字仿真结果表明这是可行的.     

一种再入机动弹头最优制导律研究

利用最优控制理论及非线性控制理论中的精确线性化方法．将再入机动弹头方向控制方案设计问题转化为线性系统综合问题．无需作任何简化假设，推导方式更为简单．为再入弹头的机动方式提供了一种新方法．仿真表明推导出的制导律可行。     

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.     

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。     

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。     

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．     

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     

俯冲攻击制导律设计

对比例导引在俯冲攻击中的应用进行论证和弹道设计,采用最优控制法和逆矩阵法进行末端速度约束俯冲攻击制导律的设计,通过仿真验证和对比分析,结果表明,速度约束法能够大幅度提高落地攻击角度。     

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。     

机动再入飞行器神经网络闭路初制导研究

解决有限推力模型的再入飞行器初制导问题,利用传统开环控制的关机方程达不到要求的精度.提出了一种前馈反馈神经网络闭路初制导律.利用遗传算法生成能量最省轨迹,作为神经网络训练样本,利用遗传算法离线训练前馈三层BP网络,构成前馈神经网络控制器.状态反馈控制器采用在线神经PID控制器.仿真结果表明,该闭路初制导能够完成有限推力情况下的再入初制导任务,对初始位置误差、推力方向偏差和测量误差不敏感,具有一定的鲁棒性和适应性.     

跳跃式再入快速预报校正制导算法研究

针对深空探测跳跃式再入返回飞行任务,提出了一种加速的数值预报校正制导算法,该算法通过在预报过程中对开普勒飞行段进行解析轨道预报,以此提高制导算法的预报和迭代校正速度。考虑到忽略大气影响的解析轨道预报精度问题,加速算法选择了合适的解析预报激活高度,并在一次下降段和一次上升段分别采用加速制导算法和传统预报校正制导算法的分段混合策略,从而实现制导效率与制导精度的综合性能最优。最后,通过蒙特卡洛仿真试验证明了新算法的加速效果非常明显,有利于预报校正算法的在线应用。     

一种弹道成形水平攻坚制导律研究

攻坚型图像制导导弹水平攻击坚固工事时,落角越小越有利于随进战斗部成功随进。根据简单的导弹运动模型,利用拉格朗日方法推导了一种同时带有落点和落角约束的弹道成形水平攻坚的最优制导律,给出了制导系统的弹道纵坐标、过载、弹道倾角随制导时间的变化关系,以及不同的末制导时间对制导规律的影响,为型号研制提供了理论依据。