摘要：针对存在参数不确定性的多高超声速飞行器滑翔段协同制导问题,提出了一种时间协同的预测校正鲁棒制导方法。首先,基于剩余飞行时间的动态航向角误差走廊实现了横向协同制导,为调整飞行时间提供了有利条件;设计了随协同飞行任务进程变化的权值函数,将剩余飞行时间引入纵向制导的预测校正过程中,确保协同飞行任务落点和协同时间的精度。其次,基于改进无迹卡尔曼滤波估计的方法对气动参数的不确定性进行估计,通过对剩余飞行时间与剩余能量的综合分析,修正了航向角误差走廊和标称迎角剖面,以提高协同制导系统的鲁棒性能。最后,分别在标称环境和参数不确定环境下开展了仿真实验,其结果证明了该协同制导方法的可行性和鲁棒性。

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：弹道导弹反激光滚动突防,给制导和稳定技术带来了困难和挑战。为保证弹头命中精度,要求研究鲁棒性、稳定性和精度较高的制导方法。本文结合美国航天飞机的制导律,开发了能满足较大初始偏差、推力偏差和姿态稳定偏差的弹上可实现的鲁棒自适应制导方法。数值仿真结果验证了其可行性和有效性,方法具有实用的参考意义。

摘要：气动辅助变轨技术在节省推进、延长航天器寿命等方面具有可观的应用价值,但工程实践却严重受制于气动效应不确定性,因此,设计了针对气动效应不确定性的SMC-H2/H∞鲁棒制导算法.算法基于高斯伪谱法获取的标称轨迹和控制序列,通过构建气动效应的不确定性模型,利用奇异摄动理论将气动辅助变轨飞行器动力学划分为位置和速度回路,设计滑模和鲁棒H2/H∞控制器分别实现制导控制.进一步,通过MatLab/xPC和飞行器机载计算模块组成的实时仿真系统验证,所设计鲁棒制导算法在计算复杂度满足工程约束前提下,能够在存在气动效应不确定性的场景下实现标称轨迹的跟踪,表明所设计的鲁棒制导算法能够有效地增强系统的鲁棒性,具有重要的工程应用价值.

摘要：针对火星进入段制导存在的"进入状态偏差"问题进行脱敏轨迹设计研究,以增强制导鲁棒特性,提升末端状态精度。首先分析倾侧角反转逻辑对弱机动能力航天器制导精度的影响,结果表明,存在倾侧角调整性能约束时,反转逻辑会引起末端状态偏差并使系统对进入状态偏差敏感度上升,当制导采用现有纵向脱敏方法时其影响尤为突出,会导致严重失效问题;然后在解决敏感度传播奇异问题的基础上提出三自由度脱敏设计。其主要思路是轨迹优化中采用三自由度动力学方程,而敏感度罚项仍由纵向敏感度传播方程得出。蒙特卡洛仿真结果表明本文方法对进入状态偏差具有显著增强的鲁棒性能。

摘要：针对INS/GPS制导炸弹的特点,提出了有落角约束的非奇异terminal滑模鲁棒制导律。该制导律能够保证在末制导阶段获得一个陡峭的飞行弹道,以减小高度测量误差的影响;同时具有强鲁棒性,能抑制视线角速度测量噪声,确保炸弹在大空域工作环境下有高的制导精度。以某型INS/GPS制导炸弹为例进行了仿真计算,仿真结果表明该制导律的有效性与可行性,为INS/GPS制导炸弹制导和控制系统设计提供了一种适用的方法。

摘要：为降低轨迹求解难度,提升脱敏制导的适应性,针对火星进入段提出一种在线脱敏轨迹设计方法.首先,采用预测的末端航程偏差和状态敏感度作为性能指标,利用该指标为倾侧角凸函数的特性将最优求解问题转换为简单的动态寻优过程;其次,结合任务要求和估计的进入点状态,通过迭代得到同时满足航程和横程要求的三自由度脱敏轨迹.仿真表明该方法可达到与现有脱敏设计相近的末端状态精度.