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弹箭与制导学报 2022年第3期42卷 5-10页

作者：唐道光张意刘叙含王乔李涛杨丹中北大学电气与控制工程学院太原030051 西安现代控制技术研究所西安710065 西南计算机有限责任公司技术中心重庆400060

在推导最优比例导引的基础上,提出了比例导引、积分比例导引和速度追踪的视线角和弹道倾角表达式。针对积分比例导引和速度追踪的高阶动力学系统,建立了具有初始航向误差的制导模型。通过对脱靶量的对比分析,说明了积分比例导引和速度... 详细信息

在推导最优比例导引的基础上,提出了比例导引、积分比例导引和速度追踪的视线角和弹道倾角表达式。针对积分比例导引和速度追踪的高阶动力学系统,建立了具有初始航向误差的制导模型。通过对脱靶量的对比分析,说明了积分比例导引和速度追踪的制导性能。

关键词：反辐射导弹制导方法积分比例导引速度追踪

速度时变情况下多飞行器时间协同制导方法研究

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兵工学报 2020年第6期41卷 1096-1110页

作者：李文尚腾姚寅伟赵启伦北京航天自动控制研究所北京100854 北京电子工程总体研究所北京100854

针对无动力飞行器在速度时变情况下的同时攻击问题,提出基于非线性扩张状态观测器的分布式时间协同三维制导方法。定义飞行器的总前置角以推导简化的相对运动方程,并选取飞行器与目标的相对距离和接近速度为协调变量。考虑实际中飞行器... 详细信息

针对无动力飞行器在速度时变情况下的同时攻击问题,提出基于非线性扩张状态观测器的分布式时间协同三维制导方法。定义飞行器的总前置角以推导简化的相对运动方程,并选取飞行器与目标的相对距离和接近速度为协调变量。考虑实际中飞行器速度时变的情况,把速度变化率建模误差及外界干扰作为扰动,弥补了已有方法对速度严格限制为常速的不足。为了估计系统扰动,设计非线性扩张状态观测器,并证明了带扰动估计的一致性控制协议可以保证多飞行器系统攻击时间的有界一致性。基于该控制协议的时间协同制导律由于在飞行器速度方向与视线方向之间始终存有夹角,当时间协同基本达成时切换成前置角有限时间收敛制导律,以保证最终的制导精度和攻击效果,两种制导律采用模糊逻辑规则平滑连接。通过仿真实验验证了所提制导方法的有效性以及优势。

关键词：多飞行器速度时变时间协同制导方法一致性分布式通信拓扑

基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法

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国防科技大学学报 2012年第2期34卷 134-140页

作者：刘君陈克俊汤国建国防科技大学航天与材料学院湖南长沙410073

对多约束条件下远程助推滑翔飞行器再入滑翔飞行问题,提出了一种基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法。建立了远程助推滑翔飞行器的动力学模型,确定了飞行轨迹约束条件,详细阐述了基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法... 详细信息

对多约束条件下远程助推滑翔飞行器再入滑翔飞行问题,提出了一种基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法。建立了远程助推滑翔飞行器的动力学模型,确定了飞行轨迹约束条件,详细阐述了基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法的制导原理,设计了远程助推滑翔飞行器的侧向和纵向制导律,并采用LQR(linear quadratic regular)方法设计了纵向制导参数,仿真验证了该方法的可行性。与以往再入滑翔制导方法不同,该制导方法主要利用飞行攻角的变化来调节飞行轨迹,飞行过程中飞行器的速度倾侧角较小。仿真结果表明,该制导方法能满足远程助推滑翔飞行器的再入滑翔制导问题,并且具有较好的鲁棒性和自适应性。

关键词：广义标准轨迹平衡滑翔制导方法 LQR方法

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长征运载火箭制导方法

宇航学报 2017年第9期38卷 895-902页

作者：吕新广宋征宇北京航天自动控制研究所北京100854 宇航智能控制技术国防级重点实验室北京100854

对长征系列运载火箭制导方法的发展和当前最新研究成果进行了综述。为满足轨道控制需求,制导方法起步于外干扰补偿制导,历经隐式和显式的摄动制导,逐步过渡到目前的闭环最优制导,并且发展出多个分支。传统迭代制导通过预测最佳入轨点、... 详细信息

对长征系列运载火箭制导方法的发展和当前最新研究成果进行了综述。为满足轨道控制需求,制导方法起步于外干扰补偿制导,历经隐式和显式的摄动制导,逐步过渡到目前的闭环最优制导,并且发展出多个分支。传统迭代制导通过预测最佳入轨点、实时修正剩余飞行时间以及在线轨迹规划等技术,实现了高精度入轨控制;轨道预测修正迭代制导则通过跨飞行段取消位置与速度约束,并补偿对轨道的影响,实现了大推力直接入轨火箭的高精度控制;二次曲线直接制导通过改变程序角形式,增加控制维数,满足了终端姿态约束要求。最后结合我国未来重型运载火箭的任务特点,提出了在不同任务场景下采用统一的制导方法的设想,并以凸优化和联立法作为实现手段讨论了未来的研究重点。

关键词：运载火箭制导方法摄动制导迭代制导闭环最优制导

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高超声速飞行器巡航段多约束制导方法

国防科技大学学报 2014年第1期36卷 11-16页

作者：万雨君陈克俊刘鲁华吴杰国防科技大学航天科学与工程学院湖南长沙410073

针对高超声速飞行器巡航段飞行,建立了等高等速飞行的平衡条件,并对飞行器能否满足平衡条件开展分析。基于平衡条件提出了一种能够满足飞行过程中多约束条件以及终端航向角约束的制导方法,推导得到了满足多约束条件的最优制导律。该方... 详细信息

针对高超声速飞行器巡航段飞行,建立了等高等速飞行的平衡条件,并对飞行器能否满足平衡条件开展分析。基于平衡条件提出了一种能够满足飞行过程中多约束条件以及终端航向角约束的制导方法,推导得到了满足多约束条件的最优制导律。该方法所有制导指令均采用解析公式实时获得,具有较强适应性。在各种偏差条件下对方法进行了仿真,仿真结果验证了方法的有效性。

关键词：高超声速飞行器平衡条件巡航段多约束条件制导方法

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亚轨道飞行器上升段制导方法研究

飞行力学 2008年第5期26卷 36-39页

作者：徐方暖唐硕闫晓东西北工业大学航天学院陕西西安710072

为了更好地满足亚轨道飞行器的制导任务需求,基于亚轨道飞行器面对称的升力体外形,采用直线斜率形式的迎角变化规律,改进了现有的运载火箭制导方法。把直线斜率形式和指数形式的迎角变化规律对弹道的影响进行了对比。结果表明,直线斜率... 详细信息

为了更好地满足亚轨道飞行器的制导任务需求,基于亚轨道飞行器面对称的升力体外形,采用直线斜率形式的迎角变化规律,改进了现有的运载火箭制导方法。把直线斜率形式和指数形式的迎角变化规律对弹道的影响进行了对比。结果表明,直线斜率形式的迎角变化规律相对于指数形式的迎角变化规律具有转弯段时间可调性强、转弯效率高的优点,该项研究为相关领域研究提供了理论参考。

关键词：亚轨道飞行器上升段制导方法

考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法研究

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航天控制 2018年第4期36卷 19-22页

作者：周姜滨叶松张华明北京航天自动控制研究所北京100854

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因... 详细信息

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因素计算在与该速度增量等效的连续推力作用下空间飞行器的实际位置,利用实际位置与目标位置的偏差构造虚拟目标点,通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令,空间飞行器接收并执行该指令进行轨道修正。仿真表明该轨道修正制导方法制导精度较高。

关键词：连续推力轨道修正兰伯特问题制导方法

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小型固体运载火箭迭代制导方法研究

航天控制 2002年第2期20卷 29-37页

作者：李华滨李伶北京航天自动控制研究所北京100854

通过引入“平均引力”的简化假设 ,利用Pontiyagin极小原理推导了一组可自动起步 ,满足 1～ 5个卫星轨道终端条件的迭代制导方程 ,并应用于小型固体运载火箭三级飞行段。

关键词：迭代制导制导方法最优控制回体运载火箭

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基于空间网格的制导方法研究

现代防御技术 2013年第2期41卷 84-90页

作者：王芳刘新学王顺宏郭跃第二炮兵工程大学陕西西安710025

针对传统摄动制导修正大干扰能力的缺点,提出一种基于空间网格的制导方法。分析了空间网格法的基本原理,对其建立的要素和具体方法进行了详细说明。并从3个不同侧面对该方法的规律性进行了分析。通过仿真,证明空间网格法有效可行,具有... 详细信息

针对传统摄动制导修正大干扰能力的缺点,提出一种基于空间网格的制导方法。分析了空间网格法的基本原理,对其建立的要素和具体方法进行了详细说明。并从3个不同侧面对该方法的规律性进行了分析。通过仿真,证明空间网格法有效可行,具有弹上计算简单,数据存储量少,控制易实现,能实时修正大干扰偏差的优点。使其在提高导弹的制导精度和弹上计算效率方面,具有一定的应用前景和参考价值。

关键词：空间网格制导方法大干扰

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基于滑模控制的制导方法研究

战术导弹技术 2016年第5期 68-72页

作者：黄兴冀四梅付锦斌北京理工大学宇航学院北京100081

针对空地导弹末制导段终端角约束问题,根据滑模控制理论,设计了加速度控制指令垂直于弹目视线方向的制导规律。从建立末制导过程中导弹和目标间的动力学方程入手,推导出以视线角和视线角速度为状态量的状态方程,构建了一个滑模面,在这... 详细信息

针对空地导弹末制导段终端角约束问题,根据滑模控制理论,设计了加速度控制指令垂直于弹目视线方向的制导规律。从建立末制导过程中导弹和目标间的动力学方程入手,推导出以视线角和视线角速度为状态量的状态方程,构建了一个滑模面,在这个滑模面上弹目视线角和期望的终端角之差与弹目视线角速度为零。又引入Lyapunov函数驱动系统达到所设计的滑模面,综上推导出控制加速度的表达形式。该导引律在满足终端角要求的同时,能进一步增大导弹击顶速度。最后,在MATLAB环境下构建了几种仿真场景,仿真结果表明该制导律的有效性。

关键词：空地导弹滑模控制制导方法