大着地角最优制导律离散设计方法

为了解决卫星制导炮弹的制导问题,进行了考虑着地角、脱靶量和控制能量等多约束条件的最优制导律设计.在制导炮弹的制导阶段,弹目运动学模型是时变的系统,最优制导律的设计涉及到困难的变参数微分方程解析求解.通过离散计算方法来解决该问题,首先将运动状态方程组离散化,然后推导了各离散时间点最优制导律的递推公式,并通过取均值得到各时间段上常系数的制导律,以减少计算量.该方法降低了带多约束条件最优制导律的设计难度,同时具有较广泛的适用范围.利用设计所得制导律,进行了制导炮弹六自由度全弹道仿真,并同使用比例导引律的计算进行了比较.结果显示,着地角增加了108%,制导精度提高了246%.     

H∞制导律的统计性能分析

为了验证H∞制导律对于目标机动和外界干扰的鲁棒性，针对战术寻的导弹在追踪平面内的非线性运动学问题，全面分析了H∞制导律的制导性能。采用蒙特卡洛数字仿真方法，统计了导弹攻击过程的相对距离、法向／径向速度和鲁棒性能指标。统计仿真结果表明，对于目标随机机动，H∞制导律具有良好的鲁棒性。     

拦截大机动目标自适应模糊制导律

为了满足拦截高速大机动目标、高精度制导的需要,将制导律设计问题转化为反馈控制问题,基于模糊控制理论,提出了一种解析描述模糊控制规则的新型自适应模糊导引律.该模糊控制器将比例制导律指令及其微分作为模糊控制的输入量,模糊控制规则及模糊推理用解析式表达,易于计算、调整,适合实时在线控制.该导引律能够根据目标加速度和目标速度的变化自适应地改变模糊控制规则,因此具有较强的鲁棒性.对拦截高速大机动目标的大量仿真结果表明,所提出的导引律在脱靶量、拦截时间等指标方面显著优于传统的比例导引律.     

大离轴角发射导弹的制导律研究

讨论了战术寻的导弹加速度受限、大离轴角发射的导引、制导问题。基于反馈线性化原理，提出了一种新的制导方案。在大离轴角发射条件下，应用反馈线性化制导律(FLGL)和比例导引方法(PN)进行了仿真计算。结果表明，反馈线性化制导律在大离轴角发射情况下是有效的。     

离散自抗扰变结构末制导律设计

针对未来导弹拦截高速大机动目标高精度制导的需要,为使导弹制导系统具有良好的鲁棒性和精确性。提出了一种离散自抗扰变结构末制导律。首先利用自抗扰控制器中跟踪微分器具有的良好滤波特性,对被噪声污染的视线角速率信号进行滤波。其次通过扩张状态观测器实时估计目标加速度。最后采用了一种基于幂函数趋近律的离散变结构制导律,幂函数趋近律能够有效减弱变结构控制系统中切换函数抖动问题。因此这种离散自抗扰变结构末制导律能够有效克服量测噪声和目标加速度不确定对制导系统的影响。通过对机动目标进行仿真,结果表明该方法可以对输入噪声滤波且对目标加速度实时估计,具有较强的鲁棒性和抗干扰能力。     

基于Nussbaum-type增益技术的末制导律设计

针对三维目标拦截问题,文章提出了一种新的具有强鲁棒性的非线性末制导律。基于弹目相对运动学的非线性关系,将目标机动作为系统的有界扰动,建立了三维弹目相对运动的数学模型。并应用Nussbaum-type增益技术,基于零化弹目视线角速率的思想,提出了一种全局非线性稳定控制策略,得到了连续的非线性末制导律。该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了在有限时间内弹目视线角速率收敛到适当小的范围内,实现末制导系统的稳定性。数字仿真表明和比例导引律相比,这种制导律对高速大机动目标具有很强的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度。     

基于非线性Terminal滑模的动能拦截器末制导律设计

滑模制导律由于具有优越的性能而得到广泛关注,其设计的关键是滑模面的选取。传统的滑模变结构制导律通常都选择线性滑动平面,并保证系统到达该平面后跟踪误差渐近地收敛到零,在此过程中对收敛时间没有约束,因此不能满足快速性要求。针对这一问题,可以采用Terminal滑模控制策略,即在滑模面设计中引入非线性函数,使跟踪误差在有限时间内收敛到零。分析了一类非线性Terminal滑模面在应用中存在的问题,针对该问题设计了一种改进形式的非线性Terminal滑模面,并推导了系统从任意初始状态到达平衡状态所需时间的表达式。之后,针对动能拦截器末制导,基于改进方法设计了一种非线性Terminal滑模制导律,仿真结果表明,相对于传统的滑模制导律,所设计的制导律可以满足动能拦截的要求,不仅能够使系统状态在有限时间内收敛,而且脱靶量更小。     

基于遗传算法的卫星制导炸弹次最优制导律设计

为了满足卫星制导炸弹大着地角的弹道要求,基于遗传算法进行了次最优制导律的设计.建立了卫星制导炸弹运动状态方程,在此基础上导出了次最优制导律的表示形式,确定需要讨论的参数;结合遗传算法,进行建立种群、复制、交叉、变异等操作,经过迭代得到优化参数.利用设计所得的制导律进行了卫星制导炸弹六自由度全弹道仿真,与使用比例导引律的计算进行了比较,弹着角增加了60%,效果显著.由于遗传算法对问题的种类具有鲁棒性,该方法可以应用于各种带约束条件的次最优制导律的设计.     

空间拦截系统的末制导律

研究空间拦截中导弹的脱靶量，分析影响脱靶量的因素，用非线性精确线性化理论求取非线性末制导律．     

离散点集二分排序构造多边形的算法

简述了平面离散点集构造多边形的基本思想，在研究星形多边形构造算法的基础上，提出一种离散点集二分排序构造多边形的算法，该算法能够将离散点简捷地排序，既可构造凸多边形、凹多边形，也可构造星形多边形，且简单可行、实用可靠．     

基于数据分区的连续属性整体离散化方法研究

实际问题中经常涉及连续的数值属性,然而许多归纳学习算法却是针对离散属性空间的.因此,对数据进行预处理的离散化算法一直受到人们的重视.兼顾所有属性间关系的整体离散化是一个重要方法,该文提出基于数据分区的整体离散化算法,它首先对例子集合在各个连续属性上的取值进行统一的放大处理,选出包含最多聚类信息的属性,将整个例子集合粗略的划分为多个分区;然后在各个分区中分别进行聚类、合并.该方法改进了基本的整体离散化算法,并利用农业专家系统中的土壤分类数据对算法进行了验证.     

基于二进制搜索算法的RFID系统防碰撞算法

为了有效解决二进制搜索算法标签识别延时过长的问题,提出了二进制搜索算法的一种改进算法,通过设置堆栈,变量Count,引入了反向搜索的机制.仿真试验结果表明该改进算法显著地减少了读写器向标签发送的请求次数,解决了二进制搜索算法延时过长的问题,提高了标签识别的效率.     

基于扩展滑动模态控制的末制导律设计

对于三维目标拦截问题，提出了一种新的具有鲁棒性的扩展连续滑动模态末制导律。基于变结构控制理论的方法和零化弹目视线角速率的思想，选择一个合适的滑动区域代替传统变结构滑动模态的设计，同时将目标的机动加速度视为已知的有界扰动。设计得到了具有鲁棒性的三维扩展的连续滑动模态末制导律。该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了扩展的连续滑动模态末制导律在滑动区的可达性和渐近稳定性。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更适合拦截大机动目标。     

机动目标的鲁棒几何法导引律仿真分析

基于机动目标,以空间微分几何和李雅普诺夫稳定性原理为基础,通过仿真分析鲁棒几何法导引律在追击不同机动目标时的弹道。在不同发射角下追击相同目标时,比较比例导引法和鲁棒几何法两种导引律的弹道特性。仿真结果表明鲁棒几何导引法具有以下优点:不需要额外的测量信息,兼具比例导引律的易执行性和微分几何制导律对视线旋转抑制的有效性。该制导律可以拦截大机动目标,且性能优于现有的变系数比例导引算法,同时拦截过程中过载曲线变化更为合理,弹道平直不需要得到目标精确的加速度和速度方位信息,对目标机动具有强的鲁棒性。     

一种非线性非仿射输入连续系统离散方法

针对非线性非仿射输入连续系统提出了一种离散方法,该方法基于泰勒级数、scaling andsquaring技术（SST）和一阶保持假设。对提出的非线性系统离散方法的数学结构进行了研究。在此基础上,利用该方法可得到非线性连续系统的离散模型。当采样周期增加时,为得到足够精确的离散模型,泰勒级数的阶数必须相应增加。但增加泰勒级数的阶数将大大增加解算的负担。通过利用SST技术推荐的离散方法可在大采样周期的情况下,在不过大增加计算负担的基础上,取得好的离散结果。针对典型非线性系统的仿真被用于验证该离散方法的有效性。     

变轨迹制导律技术研究及发展动态

变轨迹制导律的设计是在现代空间飞行器、高超声速飞行器、导弹设计过程中的关键技术。将变轨迹制导律划分为带末端约束的末制导律及标称制导律,概述了2类变轨迹制导律的技术难点,对带末端碰撞约束角的末制导律、标称制导律的在线规划算法,以及标称制导律的轨迹跟踪方法进行了综述,并分析了其可能的研究方向。     

Model Predictive Control Based Defensive Guidance Law in Three-Body Engagement

Model predictive control (MPC) has been widely used in process industry, but its applications to missile guidance law are relatively rare. In this paper, MPC is introduced to design defensive guidance law in a three-body engagement, where a defending missile (i.e., defender) is employed to protect a target aircraft from an attacking missile. Based on nonlinear kinematic equations, an explicit linear discrete-time model is derived as the predictive model. Then the defensive guidance problem is formulated as a quadratic programming problem, and a fast algorithm for the MPC guidance law is developed. The advantages of the MPC guidance law include the applicability to scenarios with unknown guidance strategy of attacking missile, nonlinear kinematics and multiple constraints. Another key feature is that the proposed approach does not require alteration in the target maneuver. Simulation results show that the MPC guidance law works well and can meet real-time requirements.     

基于Lyapunov方法的AOTV闭环导引律的设计

研究了在共面圆轨道ＨＥＯ－ＬＥＯ变轨过程中,气动辅助轨道转移飞行器（ＡＯＴＶ）大气内气行的闭环导引律的设计问题。应用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法设计最优闭环导引律,并导出了控制变量的解析形式。在仿真算例中,首先采用ＵＳ６２标准大气密度模型进行控制器的设计和仿真,然后以此控制器分别控制ＡＯＴＶ在三种不同的大气密度中飞行。仿真结果表明,ＡＯＴＶ进入三种“未知的”大气密度模型中,不但可以完成变轨任务还可以极大地     

随机二叉搜索树上的若干强极限性质

设随机变量Xn,Yn,Zn和Sn,k分别表示大小为n的随机二叉搜索树上的具有0,1,2个子顶点的顶点数目及大小为k的子树的数目,得到了关于它们的一些强极限性质。