动能拦截器拦截战术弹道导弹的脱靶量仿真

在末制导段采用动能拦截器拦截战术弹道导弹，可以利用其快速响应的直接力控制技术，提高命中精度，达到直接碰撞杀伤目标的目的，本文探讨了动能拦截器在末制导段拦截战术弹道导弹的轨道和姿态控制规律，建立了拦截的脱靶量仿真数学模型。在此基础上，对在不同给定误差条件下的拦截脱靶量进行了仿真计算与分析。     

对抗多目标的拦截器末制导仿真研究

针对拦截器对抗多目标攻击的特点,建立了对抗多目标的大气层外动能拦截器末制导仿真模型,并对仿真模型进行了验模分析和仿真计算.结果表明,建立的仿真模型可以正确反应多目标末制导对抗过程的规律,多目标间的侧向距离散布、拦截器剩余飞行时间是影响脱靶量的主要因素,在多目标突防研究中应重点关注.     

一种交班时刻性能最优的中制导律设计与仿真

在最优预测中制导律的基础上,提出预测交班点的概念,设计一种使导弹在中末制导交班时刻性能最优的中制导律.新的中制导律保证在中末制导交班点处,导弹中制导段末速度最大,导弹与目标的相对几何关系达到最佳.这样在末制导开始时刻,导弹的初始条件处于最优状态,有利于提高导弹在末制导段的拦截能力,减小脱靶量,提高拦截精度.数字仿真的结果表明,所提出的中制导律能够达到的设计要求的性能指标,与最优预测中制导律相比较,在交班段航向误差较小,能够有效地减小最终的脱靶量,提高制导精度.     

前向拦截的三维制导模型及制导律设计

为了解决拦截器导引头的气动加热问题,提出了前向追踪(Head Pursuit)制导方法。该方法是将拦截器导引到目标轨道的前方并沿着和目标相同方向飞行,而在目标轨道的前方拦截目标,要求拦截器的速度低于目标的速度。在建立了目标和拦截器的三维制导模型基础上,采用全局二阶滑模控制理论设计了二阶滑模HP非线性制导律。并在考虑目标机动加速度未知的情况下,设计了观测器对目标机动加速度进行估计。通过拦截器拦截目标的弹道的数字仿真验证了制导模型和制导律的正确性。     

基于零控拦截的微分几何制导律

基于零控拦截打击的思想设计了一种新型微分几何制导律.论文首先介绍了微分几何相关知识,基于伏雷内(Frenet)坐标系分析了拦截器和目标的相对运动学关系,基于零控拦截的思想设计了一种新型微分几何制导律,并给出拦截器速度方向矢量变化的迭代计算方法.其次,结合圆形相关理论,利用李亚普诺夫稳定性定理对设计微分几何制导律的稳定性进行了详细证明推导.最后通过仿真表明,该制导律可有效拦截机动目标,相对于传统的比例导引律,设计的新型微分几何制导律制导精度高,拦截时间短,避免了末端过载快速增大的现象,降低了执行机构的要求.     

三轴稳定质量矩拦截器的末制导律设计

针对大气层内的机动飞行目标,提出了一种可用于质量矩拦截器末制导段的比例制导律。通过建立三轴稳定质量矩拦截器的数学模型,得到一个非线性动力系统。考虑到法向过载变化比较灵敏的特点,以姿态角及过载的误差作为指标函数,采用遗传算法对PD控制参数进行寻优设计,建立了滑块位置与过载、姿态角的关系。仿真结果表明,该方法在保证姿态稳定的情况下能有效实现拦截器末段的制导控制,且满足一定的精度要求。     

一种前向拦截的非线性变结构制导律

前向拦截制导方法是将拦截器导引到目标轨道的前方并沿着和目标相同方向飞行而拦截目标.这种方法要求拦截器的速度低于目标的速度,可以解决拦截器导引头的气动加热问题.在建立了目标和拦截器的运动学模型基础上,基于李亚普诺夫稳定性理论,在考虑目标机动加速度未知的情况下,根据滑模变结构控制对干扰和摄动的自适应性设计了前向拦截非线性变结构制导律.通过拦截器拦截目标弹道的数字仿真验证了制导律的正确性.     

大落角机动目标逆轨拦截最优滑模制导律设计

针对阵地防空中大落角机动目标较难拦截的问题, 首先采用最优控制理论设计了具有攻击角约束的最优制导律, 为提高最优制导律的鲁棒性，结合变结构控制理论设计了带攻击角约束的最优滑模制导律。考虑到目标弹道倾角通常难以测量的问题, 采用扩张状态观测器对目标弹道倾角进行估计。基于李雅普诺夫稳定性理论对最优滑模制导律进行稳定性分析, 设计了能保证系统稳定的参数变化函数。仿真结果表明, 最优滑模制导律能以期望的攻击角和较小的脱靶量命中目标, 制导过程中指令变化较为平稳, 对目标的加速度机动具有较强的鲁棒性。     

基于视线角信息的被动跟踪问题研究与仿真

针对大气层外拦截器使用红外导引头对目标进行被动跟踪的问题,在修正球坐标系下建立了仅有视线角测量信息的非线性滤波方程组,根据轨控发动机的工作状态分阶段设计了拦截器的导引规律,兼顾制导精度与滤波系统的可观测性要求,结合无迹卡尔曼滤波算法估计精度高和易于计算的特点实现了对目标的跟踪与制导信息的估计.以动能拦截器拦截处于自由段飞行的弹道导弹弹头为背景构造了计算机仿真试验,试验结果表明算法的跟踪效果和稳定性较好,拦截精度较高.     

Q-learning强化学习制导律

在未来的战场中,智能导弹将成为精确有效的打击武器,导弹智能化已成为一种主要的发展趋势。本文以传统的比例制导律为基础,提出基于强化学习的变比例系数制导算法。该算法以视线转率作为状态,依据脱靶量设计奖励函数,并设计离散化的行为空间,为导弹选择正确的制导指令。实验仿真验证了所提算法比传统的比例制导律拥有更好的制导精度,并使导弹拥有了自主决策能力。     

NCJ型外层空间导弹的改进型PN导引律设计

针对前部喷管控制型外层空间导弹拦截提出了改进型比例导引(proportional navigation,PN)导引律,在目标的加速度大小和方向都有不确定性的情况下能够以零脱靶量命中目标。与以往的PN导引律不同,改进型PN导引律增加了消除偏差的项,且比例系数是时变的。此外,针对拦截的初始条件不理想的情况,提出了一个过渡的导引律,在经过有限时间采用过渡的导引律之后能够使得运动变量满足改进型PN导引律的适用条件。最后,通过仿真验证了所提出的算法的可行性。     

攻击机动目标的被动寻的模糊变结构制导律研究

针对目标机动且仅有视线角速度测量的被动寻的制导问题,提出了被动寻的模糊变结构制导律。该制导律将目标机动视为干扰量,首先应用滑模变结构控制理论推导出滑模变结构制导律,然后采用模糊控制技术,根据目标加速度估计值来自动选取制导律开关项的强度,以达到削弱抖振的目的。在工程实现时,采用制导指令低通滤波的方法实现对弹体攻角和侧滑角的估计。将该制导律应用于电视制导航弹的数学仿真,并与滑模变结构制导律、比例导引制导律进行了比较。仿真结果表明,该制导律攻击机动目标的脱靶量较小,对估计误差具有较强的鲁棒性。     

基于有限时间收敛干扰观测器的探导控一体化设计

针对滚仰式半捷联寻的制导导弹, 提出一种基于有限时间干扰观测器(finite time disturbance observer, FTDO)的探导控一体化滑模控制器设计方法。首先基于滚仰式半捷联导引头动力学模型和导弹制导控制模型, 建立了全状态耦合探测、制导、控制一体化控制模型。在模型中将不确定项和误差视为干扰, 通过有限时间收敛干扰观测器对干扰进行估计。对探导控一体化模型进行分块反演滑模控制律设计, 并验证了控制器的稳定性。仿真结果表明, 一体化控制方法提高了导弹对目标机动的响应能力和目标跟踪的稳定性, 并实现了比传统级联控制方法更小的脱靶量。     

运用比例导引实现对目标卫星的拦截

运用比例导引实现对目标卫星拦截的中制导方法进行了研究。在发射惯性坐标系中由已知目标卫星和拦截器的实时绝对状态参数构造两者的相对运动参数，由此形成导引信号，调整拦截器姿态，得到正确的推力矢方向，然后在拦截器体坐标系中执行制导指令，达到抑制视线转率的目的。为此，提出了多种导引方案，并进行了比较，还给出了选择开关曲线的方法。计算结果表明，在中段运用比例导引可保证向末制导转换时有较高精度的转换条件。     

导引头性能对拦截战术弹道导弹制导精度的影响

针对末制段采用直接碰撞动能杀伤技术的拦截弹拦截战术弹道导弹（TBM），分析了导引头分辨率、帧频和测量噪声等主要性能参数对制导精度的影响。在拦截弹弹道修正和姿态控制规律的基础上，考虑拦截弹与TBM的初始位置偏差，弹道修正发动机推力偏差和制导控制延迟因素，完成了导引头不同性能参数条件上拦截弹拦截TBM制导精度的六自由度Monte-Carlo仿真计算，根据对仿真结果的分析，给出了直接碰撞动能杀伤方式下的制导精度与导头性能参数之间的约束关系。     

天基红外低轨卫星引导反导作战能力需求分析

反导防御系统中,拦截弹在天基红外低轨卫星信息引导下拦截弹道导弹目标时,需要考虑卫星的跟踪能力与拦截弹的拦截能力的匹配问题。首先,采用后验克拉美罗限的方法计算低轨卫星跟踪弹道导弹目标的能力,接着采用椭圆轨道线性化方程的方法计算预测弹道的误差,在目标预测弹道及拦截弹飞行性能的基础上建立预测命中点及其误差的计算方法,然后采用均匀点火策略分析预测命中点精度对拦截弹中段飞行修正能力的影响,通过可信性理论计算得到拦截弹的末段修正能力,最后通过仿真得到满足拦截弹中末段修正能力需求的低轨卫星的技术指标要求。     

突防弹与EKV对抗数字仿真系统设计与实现

为更好进行机动突防及拦截仿真研究,设计了一个弹道导弹与大气层外动能拦截器（EKV）攻防对抗的数字仿真系统。在统一的空间与时间中,建立了弹道导弹的飞行状态模型、拦截导引模型、剩余飞行时间估计、脱靶量计算等系统算法模块,并对目标机动突防、比例与最优导引拦截等想定进行数字仿真。结果表明：该系统可在多种对抗环境下检测攻防性能,采用模块化设计便于算法升级或想定变换,为拦截、规避性能评估,攻防对抗策略研究等提供性能测试平台。

Abstract：

To research on missile maneuver and intercepting simulations better, a numerical simulation system for onrushing missile versus intercepting EKV was set up. With the same coordinate system and clock, the ballistic missile flight state model, EKV guidance model, the time-to-go estimation algorithm and miss distance calculation algorithm were all accomplished. At last, the scenarios that target maneuver, interceptor guided by proportional navigation （PN） and by optimal guidance law （OGL） were simulated in the simulation system. It indicates that the system can run well in such scenarios. It is designed by modularization that makes it easy to upgrade algorithm or scenario. The system provides a nice performance test flat roof to the missile maneuver, intercepting and drawing a counterplot.     

基于二体理论的远程拦截中制导修正

针对临近空间高超声速目标拦截弹交接班区域较高时的作战情景,参考轨道拦截理论,以高抛再入型拦截弹道为基准,将拦截弹运动视作二体运动,设计了远程拦截制导算法。首先,将复杂的运动模型进行简化,再根据受力分析将模型转换为二体轨道模型。然后,利用航迹角迭代法求解了Lambert问题,得到变轨需用速度,在轨道模型中提出通过调整速度至变轨需用速度完成拦截任务。最后,分析了拦截弹机动时推力有限带来的过渡段机动问题,提出采用速度增益制导法解决此问题。仿真结果表明,在高空域气动力微弱条件下,将拦截弹运动模型视作二体轨道模型是可行的,速度增益制导算法不仅能有效解决过渡段机动问题,而且针对预测拦截点变化的情况也具有良好的收敛性,能够完成临近空间的中制导拦截任务。