反卫星武器研制状况的分析研究

本文对美、苏反卫星技术途径和武器发展进程进行了全面、详细的分析、研究，重点阐述了苏联共轨式反卫星拦截器和美国的Ｆ－１５机载反卫星导弹及动能、定向能反卫星武器技术方案，并分析了存在的问题和推断了今后的发展势态。本文还对美、苏关于反卫星军备控制条约谈判的态度和立场进行了剖析。最后，对我国如何加强空间防御，制定适合我国国情的反卫星技术发展计划提出了一些建议。     

反空间目标拦截器的战斗部和引爆控制技术

一、前言 这里所说的空间目标主要指有固定轨道的卫星或空间平台。拦截器指动能拦截导弹或其它类型的反卫星制导武器。战斗部是非核的,包括破片杀伤、直接碰撞和其它形式     

子母拦截器集群拦截策略研究

针对采用机动突防技术的弹道导弹弹头,提出了子母拦截器的拦截策略。通过使子母拦截器的每个子拦截器的初始拦截速度矢量相互偏置一个角度,从而在预计拦截距离上形成多个基准拦截点,这样可以有效地降低目标提前机动对子母拦截器命中概率造成的影响。建立子母重拦截器6自由度模型,模拟子母拦截器攻击过程,仿真结果表明这种拦截策略有助于提高子母拦截器对机动再入弹头的拦截命中概率。     

有限过载的三维现实真比例导引的捕获区域

针对拦截器中末制导交接班状态, 分析了拦截器在有限过载条件下采用现实真比例导引律的捕获区域, 以及捕获区域的各影响因素。首先, 对视线旋转坐标系进行介绍, 并建立末制导段拦截器与目标相对运动模型。其次, 对三维(three dimensional, 3D)现实真比例导引律性能进行分析, 并对视线旋转角速度进行李雅普诺夫稳定性判定。然后, 在3D现实真比例导引律条件下, 针对有限过载的拦截器拦截3D机动目标, 对捕获区域进行推导证明, 得到成功捕获的必要条件。最后, 通过3种情形下的仿真实验, 来验证本文捕获区域的有效性, 并在此基础上分析捕获区域的影响因素。     

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。     

美陆军第五次反卫星武器试验

美陆军第5次成功地试验了其空间反卫星武器,但是为了遵守国会反对向卫星发射导弹的禁令,试验时利用一颗远距离的星星作为“目标”。 据五角大楼说,到目前为止,F-15战     

基于零控脱靶量的大气层外拦截中制导方法研究

针对大气层外拦截器在中制导结束后还需要长时间无控飞行的情况,基于零控脱靶量思想采用最优控制理论,对拦截器和目标的相对运动关系进行了理论推导,以脱靶量和中制导加速度为性能指标,设计了一种拦截器发动机固定推进时间的中制导策略,研究了拦截器制导精度与零控脱靶量预测精度的关系,提出了调节拦截器机动过载大小的实现途径。仿真结果表明,设计的中制导律精度高、可靠性好、形式简单,在脱靶量计算得足够精确时,中制导结束后的零控脱靶量可控制在百米量级内,为拦截器以动能碰撞方式拦截目标创造了优良的末制导条件。     

基于零控曲面的拦截导引方法

迎面拦截弹道研究在导弹防御系统中具有重要意义。介绍了一种零曲面拦截方法，其目的是首先将拦截器调整到零控曲面，以避免拦截器在末弹道导引中出现过载，影响拦截效果。根据目标和拦截器的实际运动特性对拦截器的动力学和运动学模型进行了简化，并讨论了迎面拦截的末弹道约束条件。仿真结果表明该导引方法能够在初始阶段迅速将拦截器调整到迎面拦截状态，满足拦截的快速性和拦截精度要求。     

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.     

背景辐射对拦截器导引头探测性能的影响分析

在综合考虑背景辐射、光学系统近场辐射、探测器及其后续处理电路和焦平面非均匀性噪声影响的基础上,建立了拦截器导引头红外传感器的探测性能模型。根据文献给定的拦截器导引头参数对模型进行了验证,并利用所建立的模型分析了背景辐射对拦截器探测性能的影响。提出的方法和模型具有通用性,可用于分析背景辐射影响下各种拦截器红外导引头的探测能力。     

拦截器姿态控制系统的模糊控制设计方法研究

针对采用姿控发动机进行姿态控制的拦截器,提出了拦截器姿态控制系统的模糊控制设计方法。以拦截器的俯仰通道为例,设计了俯仰通道的姿态控制器,并用MATLAB进行了仿真研究。仿真结果表明,用模糊控制方法设计的姿态控制系统能够较好地实现拦截器的姿态控制。考虑到发动机推力的离散性和干扰的影响,将发动机的输出推力进行正负拉偏1 0 % ,在相同条件下进行了仿真,结果表明姿态控制系统具有较好的鲁棒性     

智能卵石攻击高轨道卫星能力的分析

本文给出了评估智能卵石(Brilliant pebble)做为反卫星武器的能力的数学公式。对智能卵石攻击同步轨道卫星的想法进行了计算和分析。本文的计算说明了智能卵石也是具有攻击高轨道卫星能力的反卫星武器。     

空间防御系统费用暴涨

五角大楼有消息说,研究对付苏联反卫星武器的有效对抗技术和生产美国“不能作廉价交易”的有效反卫星ASAT的费用开始上涨,这给计划管理人员和用户带来了一系     

美F-15运载飞机自主发射试验反卫星系统

9月13日,美国空军/麦克唐纳·道格拉斯F-15运载飞机的飞行员第一次从空中向目标卫星发射了反卫星系统,这次发射无需地面的任何数据、雷达控制或制导。 反卫星寻的飞行器和国防高级研究计划     

HOE在第二次试验中又未拦截到目标

5月28日美陆军对大气层外非核弹道导弹防御系统的实验性顶层寻的试验(HOE)拦截器作了第二次飞行试验。携带目标导弹的民兵Ⅰ助推器从加州范登堡空军基地发射,而HOE拦截器从4,200英里以外的太平洋上的夸贾林岛发射。按计划,应在夸贾林岛和威克岛之间夸贾林岛北面300,000英尺高空进行拦截。据陆军报导,拦截器“完成了预定的飞行动作顺序”,但“未实现预定的拦截”,试验结果正在分析中。 HOE拦截器不使用地面雷达,而由远     

大气层外动能拦截器末制导律与能量优化方法

针对大气层外动能拦截器的末制导问题,建立了包含发动机误差源的六自由度模型。在考虑目标机动加速度和拦截器状态估计误差的情况下,基于预测控制理论,提出了一种形式简单的增广预测制导律,并且采用李雅普诺夫第二方法证明了制导系统的渐近稳定性。针对拦截器能量优化问题,提出了一种基于序列二次规划(sequential quadratic programming, SQP)算法的拦截器能量优化方法。仿真结果表明,所设计的制导律和能量优化方法,能够在精确命中目标的同时,满足燃料消耗最小、发动机开关频率较小的要求。     

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.     

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.     

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。     

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。