摘要：面向目标强机动、推力干扰、测量偏差的动能拦截器强抗扰末制导方法设计问题,提出一种目标机动补偿的大气层外动能拦截器增量式强抗扰末制导方法。通过回采推力传感信息、视线转率辅助微分信息,同时联合增量式制导方法与惯性时延的扰动估计方法,对目标机动等不确定性和内外部不确定性等带来的扰动进行实时补偿并融合至制导算法,从而实现复杂工况下拦截器对抗机动目标的制导系统扰动降级与鲁棒增强等目的。复杂工况下仿真结果表明:所提方法对强机动目标、测量偏差、推力干扰等多源扰动具有强抗扰能力,并且能够实现精确碰撞式拦截任务。

摘要：针对动能拦截器在开展空间拦截任务时,对姿态控制系统快速性、准确性和鲁棒性的极高要求,提出了一种新型自抗扰控制方法.建立了动能拦截器姿态动力学模型,并将其转换为姿态跟踪误差二阶状态方程;基于自抗扰控制器中小误差大增益、大误差小增益的思想,设计了一种新型的非线性函数;基于该非线性函数,设计了一种新型的跟踪微分器,并且优化了扩张状态观测器和非线性控制器.将指定时间收敛的预设性能函数作为跟踪微分器的期望信号,可实现姿态误差按照预设性能函数收敛到期望值,且收敛时间可预先确定.利用伪速率(pseudo rate,PSR)脉冲调制器对连续控制力矩进行脉冲调制.数值仿真结果表明本文设计的控制方法具有较高的姿态控制精度,在面临环境扰动时具有较好的鲁棒性.

摘要：针对动能拦截器末制导问题,基于运动伪装理论设计了末制导律和相应的脉冲宽度脉冲频率(PWPF)调节器。根据拦截器和目标在视线旋转坐标系下的相对运动关系建立了动力学模型。通过运动伪装特性得出的拦截条件推导出作用在视线法向上的制导指令表达式。在动能拦截器制导推力受限情况下,利用PWPF调节器调节制导指令。考虑系统的可控条件和拦截条件,对调节器参数进行了理论设计。运动伪装末制导律保证动能拦截器在制导过程起到伪装作用,具有较高的制导精度和较小的命中过载,同时经过参数设计后的PWPF调节器可以节省燃料。最后,通过数值仿真校验了所设计末制导律的正确性和有效性。

摘要：使用固体姿控小火箭是实现动能拦截器快响应和高精度姿态控制的最佳方案之一。针对一种新型动能拦截器姿控小火箭布局,提出了点火组合混合搜索算法。描述了动能拦截器姿控小火箭的配置方案,分析了弹体自旋需求。设计了一种结合目标排序法和区间搜索法的点火组合混合搜索算法:当可用小火箭个数较少时,采用目标排序法;当可用小火箭个数较多时,采用区间搜索法。指令力矩近似仿真结果及姿态控制数值仿真结果表明:该算法能够有效地近似指令力矩,实现快速高精度的姿态跟踪。

摘要：针对大气层外动能拦截导弹,建立了连续脉冲、间隔脉冲和单脉冲3种姿、轨控发动机推力模型,从减小发动机开关频率和提高制导精度着手,设计了发动机的开关门限控制规律。对动能拦截器末制导段弹道进行了仿真。结果表明,在目标不机动的情况下,靠姿、轨控发动机提供的机动过载,可实现动能拦截器与目标的直接碰撞;在目标机动的情况下,受姿、轨控发动机推力大小和开关机次数的限制,直接侧向力提供机动过载和维持姿态稳定的能力有限,为使脱靶量达到最小,应优化选择动能拦截器在中末制导交班时刻的弹道倾角和弹体姿态角。

摘要：针对大气层内滚转角速度稳定动能拦截器具有反应快速、耦合性强等特点,本文首先分析了传统的小扰动法设计姿控系统的优缺点,然后提出了基于极点区域配置的变增益控制系统设计方法。该方法通过在整个参数空间寻求单一李亚普诺夫函数来保证系统的全局稳定,与小扰法相比,它不仅可保证理论上的稳定,而且离散计算量小。最后的仿真表明,基于该方法设计的控制器具有良好的控制性能。

摘要：应用PWPF(Pulse Width Pulse Frequency)调制技术研究空间动能拦截器的末制导律设计问题。针对PWPF调节器参数设置上的局限性,提出了一种非线性优化目标函数,综合考虑了PWPF调节器的线性工作区要求及脱靶量、燃料消耗量等制导系统的性能指标要求。利用提出的优化目标函数,应用遗传算法对PWPF调节器参数进行优化设计,并进行了仿真研究。仿真结果表明了该方法的有效性。

摘要：研究了动能拦截器轨控发动机的变推力实现方案,重点设计了姿轨控发动机的开关机控制规律,并通过拦截过程仿真,对所设计的控制规律进行了验证。仿真结果表明,姿控系统可以达到很高的角度控制精度,轨控系统可以控制拦截器与目标直接相撞。这说明所设计的姿轨控发动机开关机控制规律是有效的。

摘要：针对大气层外动能拦截器拦截问题,设计了一种简单有效的末制导律。推导出计算零控脱靶量一种新的解析表达式,由于在推导过程中考虑了两飞行器间重力差影响,得出的表达式相对于将两飞行器重力差简化为零重力模型得到的解析式具有更高的精度;根据平行接近法原理利用此表达式推导出一种简单的末制导律;详细介绍了脉宽调制(PWM)式实现变推力控制的方案,仿真中在考虑发动机工程约束的情况下,利用PWM技术对提出的制导律进行验证。对机动目标进行拦截仿真显示,提出的制导律在取得良好拦截精度的同时表现出较强的鲁棒性。

摘要：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。