摘要：对于新型运载火箭,没有相近型号导引系数数据供参考,采用传统试探法计算量大,在制导方案初期论证中不能满足多方案快速计算的需求。在引入理想弹道剩余飞行速度概念的基础上,提出导引系数实时计算方法。本方法对当前实时状态参数和后续飞行段弹道进行了综合考虑,通过数字仿真表明导引精度高于传统常系数导引方法。由于本方法对导引能力进行了预估,因而制导指令不会剧烈变化,易于姿态控制系统的设计实现。同时,由于采用完全解析法,对箭载计算机计算能力要求几乎没有增加,易于工程实现。

摘要：针对运载火箭一子级落点横向散布较大的现状,找出了落点横向散布主要影响因素,提出在一级飞行后段施加摄动制导的一子级落点控制方法,并针对入轨精度和与载荷相关的特征参数作了影响分析。经分析表明,该方法能显著减小一子级横向散布,对入轨精度影响极小,不会导致箭体结构破坏,有利于弹道设计和落区安全工作的开展。

摘要：摄动制导方法简单、可靠,但其对大初始轨道偏差、大推力偏差或故障工况适应性差,近年来逐渐被迭代制导技术所取代。但迭代制导姿态振荡大、不适用于气动作用强烈飞行段。提出一种基于速度主量在线插值的改进摄动制导方法,从稳定性角度提出导引回路增益及网络参数设计方法。结果表明,本方法显著提升大初始速度偏差、大推力偏差工况下的轨道精度,姿态明显比迭代制导方案平稳。

摘要：为减小气动参数扰动对火箭助推段的影响,提高制导精度,本文将火箭飞行过程中的气动参数扰动量视为摄动制导中的小扰动量,对传统摄动方程进行改进。采用扩展Kalman滤波方法对气动参数扰动量进行辨识,再利用限定记忆递推最小二乘法基于辨识结果进行预测,将预测结果用于下一阶段的摄动制导计算,构建了“辨识—预测—计算”迭代更新的在线辨识模型。本文设计的扩展Kalman滤波器辨识效果较好,收敛时间10 s左右,辨识精度10%以内。设计的结合气动参数在线辨识的摄动制导方案相对于传统方案,能有效降低终端状态偏差。Monte Carlo打靶结果表明改进摄动制导方案对偏差的鲁棒性增强,弹道收敛性更好。本文将气动参数在线辨识用于火箭助推段的摄动制导,降低了气动参数扰动对制导精度的影响,在一定程度上提高了摄动制导的性能,对工程实践具有参考作用。

摘要：具有快速机动发射能力的弹道导弹是现代远程作战武器的重要标志,提出了无依托快速发射的定位、定向方案,设计了基于空中在线诸元计算的摄动制导方法,该方法具有计算量小、制导方法误差小的特点,可满足陆基机动弹道导弹或潜射弹道导弹的快速发射的要求。

摘要：针对传统迫击炮弹落点精度差,打击精度低,设计了迫击炮弹弹道修正算法,采用摄动落点偏差预测法、自适应比例导引法、自适应比例微分导引法对弹道进行修正。建立了六自由度弹道模型及控制模型,阐述了摄动落点偏差预测法和比例导引法基本原理;针对比例导引律中常值比例系数不符合实际弹道变化的特点,在纵向平面设计了自适应比例导引律,横向平面设计了自适应比例微分导引律。采用蒙特卡洛模拟打靶仿真验证,考察制导律在纵向平面、横向平面以及复合制导的修正能力。仿真结果表明,在纵向平面,自适应比例导引律效果最好;在横向平面,自适应比例微分导引律效果最好。仿真分析了3种制导方法的复合制导效果。仿真结果表明,在纵向平面升弧段采用摄动落点偏差预测制导方法,以及在降弧段纵向平面采用自适应比例导引律、在横向平面采用自适应比例微分导引律的复合制导能力得到有效提升,迫击炮弹落点圆概率误差从无控时的126.317 m降为0.9655 m。大射角、小射程条件下模拟打靶,圆概率误差为1.8643 m。

摘要：基于摄动制导导引律研发出一种适合一体化PGK硬件的制导控制算法,改善导弹对机动目标的截获能力,强化制导与控制之间的协调匹配,实现高精度制导。比较了单纯滤波和实时计算导引系数的抗干扰措施,并在仿真和试验测试中证明了控制算法的有效性及实时计算导引系数方法的优越性。