信息单向传输带拦截角约束的协同拦截制导律

针对无人战机(unmanned combat air vehicles,UCAV)(目标)发射防御弹对来袭攻击弹以一定拦截角度进行拦截的问题,假设目标和防御弹协同飞行且其之间只能进行单向信息传输,在来袭弹采用增强比例导引律的前提下,建立了防御弹信息单向传输和目标信息单向传输两种模式下的防御弹攻击弹视线角非线性模型。考虑防御弹脱靶量要求、拦截角度约束和防御弹(或目标)的控制能量因素,建立了性能指标函数,采用最优控制理论,分别设计了能够使防御弹以指定拦截角度拦截攻击弹的目标单向协同制导律和防御弹单向协同制导律。仿真结果表明,在两种信息单向传输模式下,通过目标与防御弹的协同,防御弹均可以指定拦截角拦截攻击弹;与具有拦截角度约束的非协同制导律相比,单向协同制导律的控制能量更小。     

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。     

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。     

空天飞机再入GNC一体化建模与仿真方法

集建模、制导控制律设计与数学仿真分析于一体的建模与仿真平台是进行空天飞机再入制导导航与控制系统(Guidance,Navigation and Control,GNC)研究的有效手段。提出一种基于Matlab平台和STK软件的空天飞机再入GNC一体化建模与仿真平台方案。基于Matlab平台进行二次开发,建立空天飞机建模工具,开发制导控制律辅助设计工具和数学仿真程序,利用STK软件进行结果的可视化仿真,为空天飞机再入GNC系统研究提供有效的建模、设计与仿真分析工具。     

再入飞行器的捷联制导工具误差分段补偿研究

针对再入飞行器的捷联惯性仪表误差模型不能满足“天地一致性”,导致了在地面试验环境下标定的仪表误差模型不是真实飞行环境下的误差模型。提出了按照再入飞行器的纵向过载变化大小对惯性仪表误差进行分段辨识和分段补偿的方法,以提高再入飞行器的制导精度。最后通过计算机仿真试验验证了此方法的正确性,为实际应用提供了理论依据。     

基于伪谱方法的自适应鲁棒实时再入制导律研究

为了提高飞行器再入制导的鲁棒性和自适应性,将再入弹道跟踪问题转化为再入弹道状态调节问题,得到了一个LTV系统最优控制问题.在此基础上,利用基于伪谱算法的最优反馈控制算法,设计了一种便于在线实现的自适应鲁棒再入制导律.仿真结果表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒陛.在气动参数模型存在较大误差的情况下,依然能够取得较高的再入制导精度.它不需要显示增益调度和积分,并且在不同情况下控制结构和参数无需改变.     

基于模型预测控制的跳跃式再入制导算法研究

针对深空探测跳跃式再入返回飞行任务,提出了一种快速的再入制导算法,该算法基于模型预测控制（model predictive control,MPC）理论和近似动态规划（approximate dynamic programming,ADP）技术,将再入制导问题转化为两点边值问题,然后采用高斯伪谱法（Gauss pseudospectral method,GPM）求解该问题,实现快速制导计算。同时为了达到制导精度和制导效率的综合最优,提出了一种数值预报校正（numerical predictor-cor-rector,NPC）制导算法和快速再入制导算法融合的分段混合制导策略,该策略能对快速制导算法带来的制导偏差进行及时的修正,从而保证制导精度。蒙特卡罗仿真实验表明,与传统的数值预报校正制导算法相比,快速混合制导算法不仅能保证较高的制导精度,而且大幅减少了平均制导计算耗时,具有极大的在线应用潜力。     

基于强跟踪滤波器的再入飞行器制导律设计

研究了气动模型存在误差情况下高超声速再入机动飞行器的制导律设计问题。首先用强跟踪滤波器对气动参数进行估计,然后根据估计值与标称值的偏差对攻角和倾斜角进行修正,最后对原始非线性方程沿着标称轨道线性化得到线性偏差方程,并利用线性二次型最优调节器原理设计控制律。仿真结果表明所设计的制导律可以大幅度减小由于气动模型误差而引起的落点偏差。     

基于改进人工势场法的再入制导方法

针对带有禁飞区的高超声速飞行器再入制导问题,基于改进人工势场法(artificial potential field method, APFM)提出一种再入制导方法。在纵向上,将动压、过载、热流过程约束视为“虚拟障碍”,将终端高度、速度视为“虚拟目标点”进行纵向轨迹设计。然后,改进纵向人工势场函数以适应跳跃式和平衡滑翔式再入两种弹道形式的轨迹设计。为了整体考虑禁飞区对三维轨迹的影响,设计双层预测-校正算法求解待调参数。仿真结果表明,所提出的改进APFM规划方法能够适应不同类型的禁飞区形状,相比现有方法可适应横程需求更大的目标点,参数调节简单,易于工程实现。     

基于随机变结构控制理论的再入弹头制导律

建立了机动再入弹头随机数学模型,根据攻击目标的要求选择合理的滑模变结构开关面.利用随机变结构控制理论,并结合再入弹头的运动学与动力学方程,获得再入弹头的变结构制导律,并证明了滑动模态的可选性和击中目标时刻满足要求的终端条件.通过计算机仿真验证了所推导的制导律的正确性及对干扰和系统参数误差的鲁棒性.上述变结构控制算法对再入机动弹头制导系统的设计具有一定的应有参考价值.     

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。     

主动雷达型空空导弹最优末制导律工程研究

构造了拦截加速机动目标的空空导弹末制导状态模型。提出了脱靶量和横向加速度综合最小的导引指标,并用线性二次型的形式求解了最优导引律。从工程应用的角度出发,设计了能用于主动雷达制导弹的次优末制导律。大量的仿真试验表明,该导引律的性能好于比例导引律平均脱靶量小20.3%,所用横向加速度小28.1%,成功拦截率大13%。     

Research on the Hardware-in-the-loop Simulation of Guidance System

Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｎ　ｔｈｅ　Ｈａｒｄｗａｒｅ－ｉｎ－ｔｈｅ－ｌｏｏｐ　Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｇｕｉｄａｎｃｅ　ＳｙｓｔｅｍＳｈａｎＪｉａｙｕａｎ＆ＬｉＺｈｏｎｇｗｕ（Ｎｏ．１Ｄｅｐｔ．，ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇ...     

Simulation of Control and Guidance System for the Spinning Missile

Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　ａｎｄ　Ｇｕｉｄａｎｃｅ　Ｓｙｓｔｅｍ　ｆｏｒ　ｔｈｅ　Ｓｐｉｎｎｉｎｇ　ＭｉｓｓｉｌｅＭｅｎｇＤａｉｋｕｉ（ＣｈｉｎａＣｈａｎｇｆｅｎｇＳｙｓｔｅｍＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ，Ｐ．Ｏ．Ｂ...     

水下航行器制导仿真的校核、验证和确认技术

论述了对水下航行器制导半实物仿真系统的校核、验证和确认 (verification、validation、accreditation ,VVA)技术研究的必要性 ,在论述VVA基本概念、归纳VVA主要方法的基础上 ,结合该仿真系统的特点 ,应用Theil’s不等式法、灰色关联度法和频谱分析法对航行器的数学模型进行了验证 ,结果表明该数学模型具有一定的可信度 ,并进一步提出了对该半实物仿真系统进行VV&A评估的 4个阶段和 7个主要步骤。     

面向对象的飞行器仿真综述

面向对象仿真是当前仿真研究领域最为引人关注的研究方向之一,本文综述了面向对象的飞行器仿真研究。首先阐述了面向对象仿真的概念,分析了飞行器仿真研究的内容及其面临的问题。尔后从设计开发通用仿真类库、发动机仿真、科学工程计算、控制系统仿真、飞行仿真以及飞行器系统仿真等六个方面综述了面向对象技术在飞行器仿真中的应用。最后对面向对象的飞行器仿真的发展前景做了初步展望。     

近距击顶制导控制机的实现及其半实物仿真

本文叙述了近距击顶制导律，制导控制机硬件设计，软件编制及半实物仿真中与银河仿真机的连接等。详述了制导律的运算公式，Ａ／Ｄ转换器的精度与速度，定点运算与浮点运算及与银河仿真机连接中的隔离与抗干扰问题。     

常规再入机动导弹攻防对抗仿真研究

本文主要研究再入变轨机动导弹攻防对抗仿真问题.通过建立攻防对抗仿真数学模型和设计仿真软件,分析了防御方的拦截决策,并应用系统分析和定性定量分析相结合的方法研究了攻方导弹的突防概率.研究结果表明,针对“爱国者”改进型导弹防御系统,攻方导弹采取再入变轨机动飞行具有强突防能力,防御方只有在保证十分精确的测量和预测变轨机动弹道的情况下,拦截攻方导弹才有可能获得成功.     

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.