微分几何制导律捕获条件分析

基于Frenet坐标系的传统微分几何制导律推导过程较为复杂,工程应用中存在很大的局限性。首先在时域中推导了微分几何制导指令,其次为方便对导弹捕获目标条件的研究,建立了相对速度坐标系。基于此坐标系将弹目相对运动轨迹区域进行了分割,根据分割的不同区域给出导弹捕获目标的充分条件,并对其进行了证明推导。最后仿真结果表明,当弹目相对运动初始信息位于不同的区域时,根据给定的充分条件,导弹能够捕获目标,并且具有较高的制导精度。     

高空高速飞行器侧向机动制导律研究

提出了一种面向高空高速飞行器的侧向机动能量较优制导律.首先建立了飞行器侧向机动模型,推导了侧向机动能量最优制导律,并进一步得出侧向机动制导律能量最优条件下的初始航向角限定区间;同时证明了CNG(Circular-Navigation-Guidance Law)是初始航向角取该区间内特定值时的能量最优制导律,然后基于CNG基本思想,设计了一种针对大范围初始航向角下的侧向机动能量较优制导律.飞行器作侧向机动时,在限定区间内,能耗最优;在限定区间外,能耗次优.理论分析和仿真实验表明所设计制导律在保证能耗较优的同时还具有位置和角度误差小、稳定性好等优点.     

基于LabVIEW的红外场景生成器最小可分辨温差测试

为了测试红外场景生成器的性能,建立了红外场景生成器最小可分辨温差的理论模型,分析了测试原理,设计了场景生成器的最小可分辨温差测试系统.该系统产生标准测试图案,通过改变不同空间频率下图案中杆形目标与背景之间的温度差,用扫描辐射计测量图案的温度分布,直到测出在某一个空间频率下对比度小于20%的杆形目标和背景的温度差,此即为该空间频率下的最小可分辨温差.根据最小可分辨温差随空间频率变化的曲线可以确定红外场景生成器最小可分辨温差特性.实验结果表明,该系统能够实现对红外场景模拟系统最小可分辨温差的测试,具有操作方便、性能可靠、可维修性好及人机界面友好等特点.     

大着地角卫星制导炸弹最优制导律研究

为满足卫星制导炸弹大着地角的弹道要求,进行了最优制导律研究。根据卫星制导炸弹的特点,建立了弹目运动状态方程。分别基于极小值原理和通过求解黎卡提方程得到最优制导律,结果一致。对该最优制导律简化后获得了次最优制导律,适用于工程和仿真计算。利用次最优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结果相比,着地角增加了60%。该制导律可以显著提高着地角和打击精度,能够满足卫星制导炸弹的弹道要求。     

遥控制导系统的准连续高阶滑模控制器一体化设计

 针对三点法导引的遥控制导系统纵向通道进行准连续高阶滑模控制器一体化设计。采用理想准连续高阶滑模控制器,构造高阶微分器对滑模面的高阶微分进行估计,实现整个控制器设计。利用更高阶次的滑模控制来规避由于高频切换控制引起的振抖效应,将其隐藏于控制计算中,而不作用于执行机构。控制计算的过程中只需确认模型是有界的,利用该界限值即可进行其切换控制设计。该设计方法对不确定模型很有效,尤其是对于参数变化范围较大的非线性时变系统,有更好的鲁棒性能。     

椭圆轨道自主接近自适应滑模制导律设计

研究了一种适用于椭圆轨道航天器自主接近任务的滑模制导方法。针对自主接近模型中存在目标轨道不可知信息量问题,根据多输入系统滑模控制思想,设计了系统误差收敛时间有限的自主接近非线性滑模制导方法,解决了自主接近系统中存在的时变性和参数不确定问题。引入剩余飞行时间,改进定义误差的参数,使自主接近过程的距离和速度具备更好的协调收敛性。根据距离收敛特性,利用线性插值方法自适应地设定期望收敛时间进而确定切换系数,在较小延长接近时间的情况下,较好地保证了变结构制导的鲁棒性,并抑制了指令抖振问题。数值仿真验证了设计的制导策略对不同的初始条件表现出良好的适应能力,满足自主接近停泊点精度要求,且自主接近所需时间较短,尤其对较远距离自主接近任务表现出很好的快速性能。     

超视距舰空导弹导引头天线预定指向角解算

针对舰空导弹超视距拦截目标时复合制导目标交班的角度截获问题,通过建立相应的坐标系,并规定一种新的导引头天线轴旋转顺序,采用将导弹-目标视线角矢量投影到相应旋转平面的方法,提出了一种新的导引头天线预定指向角解算模型,有效地解决了大预定角情况下的指向角解算问题。应用方差分析方法,建立了此指向角解算模型的误差模型,进行了指向角误差仿真分析。仿真结果验证了所提出的导引头天线预定指向角解算模型的正确性及其在减小预定指向角误差方面的有效性。     

中末制导交班空间边界建立及影响因素分析

激光末制导迫弹中末制导交接段可靠交班是成功捕获目标的前提,针对交班空间的不确定性,研究该交班空间范围及相关影响因素对交班空间的影响特性.在构建6自由度弹道模型和干扰模型基础之上,分别从弹道约束、导引头作用距离、导引头视场角范围、修正能力等角度给出了交班空间需满足的约束条件.利用蒙特卡洛打靶仿真和线性插值拟合的方法,统计建立得出无控全干扰条件下交班空间边界作为基准交班空间,给出了时间、俯仰角、偏航角、射程、弹道高、侧向距离的界限范围.选取风、初速偏差、射角偏差为交班空间边界影响因素,仿真建立了无控且分别消除风、初速偏差、射角偏差状态下交班空间边界.结果表明,在主要影响因素中,风是影响交班空间边界的各因素中影响较大的因素.初速偏差主要对迫弹的交班时间、射程及弹道高影响较大.射角偏差增大了交班时间、射程的范围.从研究结果可知,激光末制导迫弹靶场射击时应尽量减小初速偏差、射角偏差,特别是选风速小的情况下射击.交班空间的建立也为制导迫弹开始激光末制导的时机提供判断准则,在弹体参数都满足交班空间条件下进行激光末制导才能保证弹丸准确命中目标.      

基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正

弹丸飞行姿态角实时探测和脉冲力修正效能是基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正的两个关键技术。简要介绍了基于地磁探测的姿态角探测原理,根据带修正力的6自由度弹道模型,设计了均匀试验,通过回归分析得到了二维脉冲修正效能模型。仿真结果表明,该回归模型和实际值拟合的程度较好。最后给出了基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正具体实现方法。     

小天体撞击器GNC系统设计与仿真

撞击器在接近目标小天体过程中相对速度较快,这要求撞击器的导航、制导与控制(GNC)系统要具有较高的自主性和实时性。对撞击器GNC系统进行了研究,采用深空环境中常用的传感器及执行机构,对撞击器自主GNC系统进行了构建,并分别设计了自主光学导航算法与轨道修正制导律。最后为了验证所设计GNC系统的可行性和可靠性,进行了严格的六自由度蒙特卡罗数学仿真,同时对机动时刻、撞击目标点等关键参数对最终撞击性能的影响进行了分析。