摘要：为解决目标机动策略未知条件下的飞行器拦截问题,提出一种基于神经网络的三维滚动优化制导策略。首先,针对全局最优导引律终端时刻难以确定的问题,在滚动时域优化框架下,引入零效脱靶量设计局部最优导引律,并使用粒子群优化算法进行求解。其次,为了提高制导律在线求解效率,构建神经网络,对优化算法滚动求解得到的若干组制导训练数据进行离线学习,并将经过训练的网络用于制导指令在线滚动优化。仿真结果表明,神经网络滚动优化制导策略对采取各类机动方式的目标均具有较好的制导性能,有效提高了制导指令在线优化效率,可以为飞行器制导律实时滚动求解提供参考。

摘要：针对导弹导引头存在的天线罩误差,提出了一种基于自适应动态规划(ADP)的制导策略。不同于传统处理天线罩误差的估计与补偿方式,避免了估计过程中产生的误差影响。在导弹拦截机动目标的场景下,将拦截问题转化为鲁棒最优控制问题。设计了一种既可以消除天线罩误差和目标机动影响,又可以保证控制能量最小的代价函数。通过构造评价网络,利用自适应动态规划来求解近似鲁棒最优制导策略,并附加鲁棒控制项得到最终的机动目标拦截制导策略。采用李雅普诺夫稳定性理论证明了权值误差的一致最终有界和闭环系统的渐近稳定。仿真结果验证了所提出制导策略对天线罩误差下拦截机动目标的有效性。

摘要：针对载人登月任务需要兼顾正常交会和应急交会,交会制导方案必须适应近圆和椭圆等不同轨道类型的问题,通过分析比较LAMBERT制导、T-H制导和C-W制导性能,对载人登月近距离交会制导策略进行了分析。提出分段使用LAMBERT制导和C-W制导设计近距离交会综合制导策略,数学仿真验证了所提出策略的有效性。研究表明:在寻的段LAMBERT制导的通用性更好,综合性能更具优势;而在接近段,C-W制导的综合性能更优。

摘要：针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角(FOV)约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。

摘要：针对欠驱动无人艇位姿保持控制中无法同时兼顾位置和首向角约束的问题,提出了基于航向约束的位姿保持制导策略.首先建立了以无人艇期望位姿为原点的固定坐标系,并将坐标系划分为3个区域:可到达区域A、B和不可到达区域C.在可到达区域内无人艇可依靠前向运动和转首运动回到期望位姿,避免因无法直接产生侧向运动导致首向角变化过大的问题.其次在不同的区域执行不同的制导策略,在制导过程中严格约束无人艇期望航向.最后由制导策略生成的期望速度和期望航向,经由控制器生成执行量,无人艇快速回到期望位姿.基于航向约束的位姿保持制导策略将航向约束由内环控制纳入外环制导,无人艇在不同区域执行不同的制导策略,生成的位姿期望与内环控制相结合,实现了无人艇的位姿保持.外环制导和内环控制约束相结合以兼顾无人艇欠驱动特性,同时简化了控制器设计.仿真实验证明了该制导策略的可行性和有效性.

摘要：随着无人技术和军事科技发展,无人近距空战引起了世界军事强国的广泛关注。面临高速大机动能力来袭导弹的威胁,传统的抛洒箔条或释放热焰弹等被动防御措施无法确保目标飞行器安全逃逸,通过发射拦截弹协同目标飞行器机动实施的主动防御是一种可行的方法。由于来袭导弹机动能力较强且加速度信息未知,是目标飞行器-拦截弹制导律协同设计的难点。提出一种基于扰动补偿的LOS主动防御拦截制导律,通过设计一种非线性扰动观测器来估计来袭弹产生的机动的影响,并在机弹协同LOS主动防御制导律设计中补偿。通过仿真算例验证了所提方法能够有效拦截具有未知机动能力的来袭导弹,为研究三体攻防问题提供了一定的参考。

摘要：针对空射巡航导弹(ALCM)投放后需要在指定的高度拉平,同时还必须满足空速不超过临界马赫数的条件,考虑到点火窗口约束,还需对终端空速和迎角进行精确控制问题,提出了一种下滑段多约束制导策略。该制导策略首先利用风廓线补偿风干扰,将空速约束转化为地速约束;然后建立了下滑段的线性化动力学方程,并设计了含偏置量的目标函数,从而获得了同时满足终端高度、弹道倾角、地速和迎角约束的最优法向加速度;最后将过程约束转化为法向加速度边界。仿真结果表明,该制导策略能够满足下滑段的所有约束,具有终端弹道参数散布小、鲁棒性好的特点。在此基础上,还分析了不同点火高度下的可投放区及其影响因素,为ALCM的应用和改进提供了理论依据。

摘要：为了提高对故障的适应能力,避免坠落等严重后果,以新型运载火箭为研究对象,针对不同飞行段发动机出现推力明显下降故障的情况,开展了弹道制导方案适应性分析;对于基准诸元无法适应的故障工况,提出了应对故障情况的救援轨道,结合适应性离线改进生成的相应制导诸元,分析了在线切换弹道重规划的作用效果;对工程中应用的制导设计参数开展了优化分析,提高了基准诸元对发动机故障的适应能力,给出了相应的任务重构策略;分析表明当前弹道制导方案在充分优化情况下,可以适应该新型火箭典型飞行任务,将有效载荷送入预定目标轨道或救援轨道。

摘要：电推进技术因其比冲高的技术特点在GEO轨道转移中应用可大大减少燃料质量,提高有效载荷质量比,延长任务寿命等。针对全电推进GEO卫星入轨的轨迹优化和制导问题,首先利用间接法获得小推力燃料最优GEO轨道转移的数值解,提出一种多项式曲线拟合最优轨迹的方法,多项式曲线形式简单,可作为参考轨道在星上存储和使用。在多项式参考轨道的基础上,建立了一种分段常值推力跟踪参考轨道的闭环制导策略,在常值推力条件下,轨道要素控制量与控制力有解析关系,简化了制导律设计;将多圈轨道转移问题分解为多个单圈轨道优化问题。结果显示,提出的分段常值跟踪制导策略跟踪精度高,和最优轨道相比多消耗7%的燃料。本制导策略控制结构简单,易于工程实施。

摘要：以某防空导弹为研究背景,导弹发射存在多约束条件下,拦截近界低空目标时,导弹初始射入偏差较大,制导回路调节时间较短,这时对制导方法的选择策略要求比较严格。文章通过对比比例导引和K-前置点法导引方法,建模仿真验证了比例导引在拦截近界目标时的优越性和工程实用性。