基于虚拟领弹-从弹的集群分布式协同制导技术研究

本文讨论了多导弹集群分布式协同制导的问题并设计了一种基于虚拟领弹-从弹架构的制导律用于满足攻击时间约束的要求.该分布式协同制导律是一种由基础制导指令和攻击时间误差反馈项组成的复合制导律.对于仅考虑终端攻击时间约束的场景,基础制导律为传统的纯比例导引;若同时考虑终端落角和攻击时间约束,基础制导律为基于剩余飞行时间加权的最优落角约束制导律.通过理论分析,本文证明了所设计的分布式协同制导律能够使得所有导弹的攻击时间误差在目标命中时刻严格收敛于零.对于不考虑/考虑终端角度的场景进行仿真,验证了所提出制导律的有效性.     

高超声速飞行器准平衡滑翔自适应制导方法

针对高超声速飞行器同时满足终端约束及过程约束的再入滑翔制导问题,提出了一种全新的准平衡滑翔自适应制导方法．该方法充分利用升力式再入飞行中的准平衡滑翔现象,并以准平衡滑翔条件（QEGC）为核心,一方面,利用QEGC的特定弹道形式实现对终端速度及射程的精确解析预测;另一方面,借助QEGC将传统预测类制导方法难以处理的飞行过程约束转化为攻角约束．该算法不依赖于标准轨迹,实现了制导指令倾侧角及攻角均采用解析公式实时解算,使制导方法具备了自适应能力．CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该制导方法能够导引飞行器平衡滑翔飞行,满足终端约束和过程约束,并且对任务临时改变具有自适应性．该制导方法的鲁棒性通过Monte Carlo仿真得到验证．     

制导工具系统误差估计的新方法

把制导工具系统误差与外弹道测量的系统误差一并考虑 ,建立了一个能同时估计制导工具系统误差和外弹道测量系统误差的数学模型 ;对环境函数的精确计算、制导工具系统误差模型对制导工具系统误差系数估计精度的影响进行了深入研究 ;最后用非线性回归模型的参数估计理论给出了制导工具系统误差系数与外弹道测量系统误差的估计及估计的精度评定 .     

基于特征模型的再入飞行器自适应制导律设计

文中针对航天飞机类再入飞行器对参考阻力加速度曲线的跟踪问题，设计了基于特征模型的自适应制导律．首先将线性定常系统的特征建模方法推广到单输入单输出线性时变系统，从而建立了再入飞行器的特征模型，然后对特征模型提出一种新的非线性微分黄金分割自适应控制律．当特征模型的系数属于有界闭凸集，且系数的变化速率满足一定约束条件时，文中证明了非线性微分黄金分割自适应控制系统是一致渐近稳定的．在特征模型的基础上，通过结合使用跟踪控制律、非线性微分黄金分割控制律和改进的逻辑积分控制律，设计了再入飞行器基于特征模型的自适应制导律．它克服了反馈线性化方法要求精确获得对象模型的缺点．仿真结果表明，文中设计的自适应制导律对参考阻力加速度曲线的跟踪性能明显优于反馈线性化方法．     

月球软着陆飞行动力学和制导控制建模与仿真

着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究,同时基于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计.制动段飞行时间和距离较长,拟采用均匀球体模型,该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础;制导律设计中考虑到该段燃料消耗很大,主要以燃料最优为设计指标.接近段距离月面较近,且经姿态调整后接近垂直下降,拟采用平面月球模型;制导律设计采用基于重力转弯技术的最优开关制导律.着陆段几乎垂直下降,动力学模型可在平面月球模型的基础上简化为一维垂直下降模型,制导律设计拟在垂直方向采用简单的程序制导方式.最后,在考虑测量、推力误差以及环境干扰等影响下对着陆精度进行了初步仿真分析,结果表明,给出的软着陆三阶段动力学模型和制导律是可行的.     

拦截弹制导的微分几何建模

相对于直接在笛卡尔坐标系内对质点运动进行分解而言,使用微分几何原理对质点的运动进行分析是一种较为巧妙的方法。本文基于古典微分几何原理,对拦截弹的制导进行了建模研究。首先,分析了弹目相对视线的运动规律,建立了视线旋转坐标系提出了视线曲率与挠率的概念,得到了视线运动方程.并将视线运动方程与弹目相对运动相结合,构造了新的弹目相对运动方程。其次,通过研究发现,在视线旋转坐标系内存在视线瞬时旋转平面,可以在该平面内构造具有三维拦截能力的二维制导律。空间真比例导引律（TPN）可以不加近似地直接引入视线瞬时旋转平面,成为降维TPN。同时通过研究在视线瞬时旋转平面内对目标机动加速度进行补偿的方法,可以得到新的修正比例导引律（APN）系列和视线角加速度制导律（AAG）系列。再次,提出了视线瞬时旋转平面内制导律的微分几何制导指令,与Chiou和Kuo所提出的微分几何制导律进行对比分析,可以发现该制导律是本文的一种特例,并且微分几何制导指令将降低视线瞬时旋转平面内制导律的性能。最后,以拦截大气层外高速机动目标为算例进行仿真分析,验证了拦截弹微分几何制导模型的有效性。     

基于信息等量压缩的单星星光-惯性制导原理研究

星光-惯性制导是一种复合制导体制,它能有效地提高弹道导弹的命中精度.首先建立了单星平台星光制导的测量模型与修正模型,提出了信息等量压缩的概念,研究了其基本原理.在此基础上,阐明了单星方案能够与双星方案达到同样精度的原理,为快速确定单星最佳测星方位提供了理论依据.最后分析了导航星偏离最佳星方位时的制导误差,并提出了一种补偿方法.     

阿丽亚娜火箭前途未卜

格林尼治时间 2月 15日晨 ,最后一枚阿丽亚娜 4型火箭按计划将“国际通信卫星 - 90 7”顺利送入预定轨道 ,从而为 4型火箭 15年的发射历史画上了圆满的句号。然而这次成功并未使欧洲人感到踏实 ,正如一些业内人士所说 ,阿丽亚娜系列火箭中发射保险系数最高的 4型火箭匆匆退役了 ,但接替它的 5型火箭并未跟上 ,阿丽亚娜的发展前景令人担忧。欧洲业内人士的担忧不无道理。首先 ,世界卫星发射市场近年出现紧缩 ,这使得欧洲几年前制定的逐步放弃 4型火箭 ,全力开发 5型大推力火箭的发展战略显得有些过时。特别是去年底首枚阿丽亚娜 5型“10吨”…     

美国登月火箭项目进展

研究美国登月火箭的项目管理有助于我国探月工程的规划。2004年美国公布重返月球计划。为实现这一目标,美国国家航空航天局决定以航天飞机推进系统为基础研制新型运载火箭。新火箭于2006年被命名为“战神”,包括“战神”-1乘员运载火箭和“战神”-5货物运载火箭两种型号。目前,“战神”-1火箭已完成系统需求评审,进入设计评审阶段。火箭第一级、上面级、上面级发动机以及电子设备的研制合同都已于2007年授出。预计2009年5月进行首次试验飞行,2015年3月进行首次载人飞行。而“战神”-5火箭还处于早期研究阶段。由于预算调整和航天项目的复杂性,“战神”火箭的研制已经有所拖延。虽然大型航天集团和国家航空航天局努力争取更多预算,但“战神”火箭未来的研制不排除进一步拖延的可能。     

变推力液体火箭发动机综述

随着人类探索太空活动的逐年增加,发展变推力推进技术的重要性愈发明显.本文综述了变推力火箭发动机国内外的发展现状与趋势,分解了发展变推力火箭发动机的关键技术,最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想.     

数字图像空间分辨率改善的频率域方法

导出了既适合于同分辨率也适合于不同分辨率图像的比以往更一般的空间频率域混叠公式，提出了混叠矩阵的概念，讨论了频谱混叠方程在图像发生退化情形下的一些一般的求解方法，并给出了一种简单的并行行操作迭代方法，该迭代方法适用于多幅图像之间顾在空间分辨率差异，相对位移，点扩展函数差异，辐射亮度差异，及图像含有噪声等情形，最后的实验表明，该迭代方法具有很好的收敛性和很好的收敛效果。     

针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索

随着人类探索太空活动的逐年增加,发展变推力推进技术的重要性愈发明显。本文综述了使用针栓式喷注器的变推力液体火箭发动机国内外的发展现状与趋势,分析了发展针栓式变推力液体火箭发动机亟需解决的关键技术,最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想。     

运载火箭动力学建模中液体推进剂模拟技术

针对以往火箭结构动力学分析过程中,横向采用梁模型、纵向采用弹簧-质量模型无法反映捆绑火箭纵向与横向、纵向与扭转模态之间耦合效应的问题,提出了基于梁模型的推进剂模拟方法,建立了以附加质量形式表示的液体推进剂耦合质量矩阵.将此方法用于串联式贮箱结构的动力学建模和模态分析,实现了基于梁模型的火箭纵向、横向和扭转一体化建模及动力学特性分析,为研究捆绑火箭纵向-横向、纵向-扭转模态之间的耦合问题奠定了基础.     

嫦娥五号月球轨道交会对接制导、导航与控制系统

嫦娥五号(CE-5)实现了我国首次无人自主月球轨道交会任务,制导、导航与控制(GNC)系统发挥了重要作用.本文介绍了CE-5月球轨道交会对接GNC系统的组成及工作原理,交会对接任务阶段划分,制导、导航与控制关键技术,以及在轨飞行情况和结果评估.     

运载火箭小子样试验的发数确定

针对运载火箭试验评估的特点和需要, 在考虑主要误差的基础上, 充分利用飞行试验数据和阵地测试数据, 研究了制导工具误差的折合方法和变尺度折合技术. 结合制导工具误差系数的先验分布, 分析了Bayes样条参数模型的鉴定精度, 根据试验发数的决策门限确定了试验鉴定精度要求下的发数.     

特征模型理论及其在火星气动捕获制导中的应用

火星探测是近年来世界范围内深空探测领域的持续热点.低成本空间运输是太空探索和开发的重要因素之一,气动力辅助变轨可降低航天飞行器的设计成本.气动捕获是气动力辅助变轨的一种方式,指的是利用行星大气产生的气动力,降低轨道能量,实现由双曲线轨道向目标环绕轨道的转移.气动捕获任务仅有一次实现的机会,可靠性要求非常高,因此对于气动捕获制导和控制的精度和鲁棒性提出了很高的要求,需要采用智能自主的制导方法.基于特征模型的制导方法具有强适应性、鲁棒性和自主性,有广泛的应用前景.本文对特征模型理论及其在火星气动捕获制导中应用的研究现状和进展进行了综述,并提出了有待解决的问题,为进一步开展相关研究提供了基础.     

欧洲将全力增强航天业的国际竞争力

为增强欧洲航天业的国际竞争力 ,欧洲航天局 15国航天部长不久前一致通过了旨在继续支持阿丽亚娜 5型大推力火箭研制发射的决议 ,并就欧洲伽利略全球卫星导航定位系统计划的具体实施达成一致。欧洲航天局 15国主管航天事务的部长在航天局位于巴黎的总部举行了为期一天的部长理事会。此次会议主要讨论如何建立起欧洲独立的航天体系 ,增强与美国等国在航天领域的竞争力。欧洲航天局局长罗多塔在会后举行的新闻发布会上说 ,为增强阿丽亚娜 5型火箭在火箭发射市场上的竞争力 ,欧洲航天局成员国决定简化这种火箭工业生产中的组织环节 ,由欧洲航空…     

粒子群优化算法在确定河流水质参数中的应用

将粒子群优化（PSO）算法应用于求解分析瞬时投放示踪剂情况下的一维河流水团示踪试验数据，以及确定河流水质参数的函数优化问题。分别就粒子数目和待估水质参数的初始取值范围对算法运算过程的影响进行了数值实验。结果表明：①PSO算法能够有效地应用于求解分析河流水质试验数据，确定水质参数的函数优化问题；②粒子数目的多少对迭代次数、运算时间和算法是否收敛有一定的影响，在粒子数目较大的情况下，可以保证运算过程收敛；③待估参数初始猜测值的选取范围对迭代次数也有一定的影响，选取范围越大，需要的迭代次数越多。最后，指出了需要进一步研究的问题。     

俄设计出新型液体燃料火箭发动机

俄罗斯“能源机器”科学生产联合公司最近设计出新型液体燃料火箭发动机“RD - 12 0” ,新型发动机将能使“天顶- 3SL”液体燃料运载火箭的推力从目前的 85吨提高到 93吨。据俄塔社报道 ,“RD - 12 0”发动机是俄罗斯与乌克兰合作完善“天顶 - 3SL”液体燃料运载火箭计划的内容之一。今后 ,乌克兰“南方机器”科学生产联合公司将利用新设计出的“RD - 12 0”发动机 ,对“天顶 - 3SL”运载火箭的第二级推进器进行改造 ,提高火箭的推进能力 ,同时减少大量火箭元件的重量 ,以提高火箭的运载能力。“天顶 - 3SL”液体燃料运载火箭长 61米 …     

神舟飞船交会对接自动控制系统设计

2011年11月、2012年6月、2013年6月相继发射的神舟八号、神舟九号、神舟十号无人和载人飞船分别与天宫一号目标飞行器成功地进行了4次自动交会对接.本文首先简要介绍了神舟飞船交会对接自动控制系统的组成和飞行阶段划分,重点对自动交会对接制导、导航和控制的设计方案和算法进行了介绍,对决定交会对接任务成败的导航精度、制导精度和控制精度进行了分析,并给出了在轨飞行验证结果.