拦截弹

摘要： 针对基于博弈理论设计应对多枚拦截弹的协同突防控制方案时需要确定博弈对象的问题,提出了一种基于长短时记忆(LSTM)网络的拦截弹攻击对象匹配方法。基于传统防空导弹飞行时序与流程构建拦截弹飞行轨迹库,以轨迹库为训练样本对LSTM网络进行训练,并以此为基础构建航迹预测模型与对象匹配模型,实现对拦截弹攻击对象的识别。仿真结果表明,该方法能够有效识别拦截弹拦截目标,为后续的巡航弹突防研究提供支撑。

摘要： 在导弹突防过程中,对拦截弹拦截点和拦截时间的预测能够为成功突防提供有力支持。因此,针对拦截弹拦截巡航弹的攻防场景,提出一种基于LSTM的神经网络模型对拦截时间和拦截点进行预测。通过攻防仿真获得拦截弹弹道数据作为训练集对网络进行训练,模型以拦截弹的位置作为输入量,用神经网络估计拦截弹轨迹类型,得出拦截点和拦截时间。实验结果表明,该网络能够有效预测拦截点和拦截时间,且预测误差较小,可为导弹突防策略提供有效的参考。

摘要： 为了实现拦截任务需求,考虑拦截弹的角度约束以及能量过早损失而不能满足后续拦截需求,推导了一种改进的最优制导律。基于能量最小目标函数结构,提出一种使初始段需用过载尽量小且终端视线角能收敛到期望值的控制权函数;基于小角度假设,采用最优控制理论,推导了带视线角约束的最优制导律;基于制导律能使终端视线角收敛的特点,将带终端视线角问题转换为终端交会角问题,得到带终端交会角约束的最优制导律。仿真结果表明,所设计的制导律能实现终端交会角控制,同时能保证制导初始段能量消耗较小,且命中精度较高。所设计的方法对拦截弹的最优制导律研究具有一定参考和应用价值。

摘要： 针对现有条件下无法对拦截弹贮存寿命进行真实考核的问题,基于全寿命周期理论,对拦截弹贮存寿命进行评估。首先依据拦截弹寿命剖面、贮存剖面以及贮存环境剖面进行拦截弹寿命设计;然后结合拦截弹产品技术准备和试验,对影响拦截弹贮存寿命的主要组件和材料进行分析;通过对影响贮存寿命的主要组件及材料分别开展寿命评估和寿命试验,以及采信相关试验、其他相似产品或已有资料等数据和结论,开展电子部件寿命评估等方式,对拦截弹寿命进行综合评估。该方法能够为其他弹药类产品贮存寿命评估提供参考。

摘要： 拦截弹装备于水面舰艇,其主要使命任务是对来袭的反舰鱼雷实施硬杀伤拦截。工作时,拦截弹收到系统点火信号后,发动机点火,弹体出管飞行;弹体入水后,声引信完成分离,悬浮装置点火,弹体分离,气囊充气上浮;待弹体稳定悬浮后,开始正常工作。因此,拦截弹发射飞行及入水分离是否正常是影响其作战效能的关键因素。但在高海况下,对这些因素的评估存在试验组织实施难、试验产品回收难以及试验数据测量难等一系列实际问题。文中针对该装备的技术特性、使用环境,提出了拦截弹作战使用需满足的性能要求,并采用试验验证与仿真计算相结合的综合评估方法,针对拦截弹的弹道攻角、入水过载和连接件受力3个方面的性能能否满足规定的高海况使用要求进行了研究。结果表明,上述3方面性能均满足规定的高海况使用要求,为进一步给出该拦截弹高海况适应性状态鉴定结论提供了技术支撑。

摘要： 针对临近空间拦截弹滑翔段离线弹道优化问题,提出一种满足多约束条件的弹道规划方法.首先,通过对拦截弹中制导段运动模型的简化得出滑翔段运动模型;然后,利用庞特里亚金极小值原理推导出满足多约束条件的间接法模型,将弹道优化问题转化为协态变量初值猜测的两点边值问题.采用邻近极值法进行协态变量初值选取,降低了初值猜测的难度和计算量.仿真结果表明,相较比例导引弹道和高斯伪谱弹道,所提方法弹道可同时满足终端约束条件和多种过程约束条件,且优化结果精度更高,可有效解决离线弹道优化问题.

摘要： 今年5月,巴以再起冲突。在十余天的交火中,巴勒斯坦武装组织向以色列发射了超过3000枚火箭,而夜空中漫天绽放的“铁穹”拦截弹在各个短视频平台上实力“出圈”,在全世界的关注中上演了一场别样的“烟火秀”。

摘要： 以色列国防军使用“铁穹”导弹,拦截哈马斯从加沙地带发射的火箭弹,那些在空中炸开花的新闻画面,已为世人熟悉。其实,除了“铁穹”和“箭”之外,以色列国防军的防空系统还包括一款名为“大卫弹弓”的战略反导武器,其拦截弹射程在40〜300公里范围,具备拦截弹道导弹和巡航导弹的能力。

摘要： 以弹道导弹拦截弹为研究对象,针对拦截弹末制导问题进行研究,对预测命中点进行定义,引出广义预测命中点,并利用近似理论得到其数学表达,之后基于古典微分几何理论推导了微分几何制导律的曲率以及挠率指令;设计了应用在弹道导弹拦截场景中的基于预测命中点的微分几何制导律,并在该制导律的基础上通过引入自动驾驶仪及导引头等效模型,分析了制导律对制导控制系统延迟及噪声响应敏感性;通过与其他两种制导律对比仿真,体现了基于预测命中点的微分几何制导律在降低需用过载及视线角速度两方面的优越性.

摘要： 针对拦截弹控制通道耦合的制导控制一体化问题,提出基于有限时间观测器和指定性能控制的设计方法.该方法利用有限时间观测器处理系统不确定性,对其进行精确快速估计,提高系统实时性.然后,基于指定性能控制思想,采用动态面控制的设计步骤,确保实现非匹配级联系统的指定性能控制目标.通过分析算法的稳定性,获得控制器的参数取值范围.最后,利用仿真实例进行验证,所设计的方法对来袭目标实现准确有效拦截,并确保拦截过程的指定性能要求.

摘要： 本文针对由目标弹、防御弹和拦截弹构成的主动防御问题,研究了基于多模型自适应滤波器的拦截弹制导律辨识方法.首先,根据来袭拦截弹可能采取的制导策略,构建了拦截制导律模型集.在建立与各拦截制导律相匹配的运动学模型基础上,建立了辨识拦截弹制导律的多模型自适应滤波算法,它采用非线性滤波器估计各模型状态,并综合应用各模型的估计信息计算各制导模型的概率,同时估计拦截弹的飞行状态.此外,分析了目标弹-防御弹在信息共享和非共享情况下对估计精度的影响.最后,通过大量仿真实验是验证了所提出方法的有效性.

摘要： 提出了基于物理规划的拦截弹反设计优化方法,建立了拦截弹多学科系统分析模型,依据文献报道的拦截弹技术参数,通过技术分析,将拦截弹作为"灰箱"系统处理,通过反设计优化研究,得到了合理的拦截弹性能参数。

摘要： 由于无人机不需要考虑乘员需求,以任务为中心进行设计,设计约束少,带来了在机动性、载荷灵活性、环境适应性、成本等方面的优势,在作战装备体系中占据日益重要的位置,深刻影响了未来战争的作战样式,特别是蜂群无人机的出现,为平时城市安保和战时要地防空都带来了极大挑战,如何应对未来以蜂群无人机为代表的轻小型无人机威胁是未来国土安全必须解决的重要问题.可运用多体制综合探测设备集成技术、导航通信干扰技术、低成本微小型拦截弹设计技术、高功率定向能武器技术进行无人机对抗。

摘要： 本文叙述了固体冲量发动机地面静止试验试验测试方法.根据拦截弹对固体冲量式姿轨控发动机总体要求,固体冲量发动机推力范围从毫牛级到万级,按照固体冲量发动机推力大小,提出了固体冲量发动机推力测试的三种方法,主要包括:单摆原理测试、直线滑轨测试及方法的测试工作原理、系统组成、系统设计技力传感器直接测试的方法.重点介绍了各种测试术要求、推力校准方法、数据分析处理、数据采集系统构成技术特点、点火控制和试验系统动态特性及静态不确定度的分析评估等内容.

摘要： 弹道导弹防御技术不仅是大国战略博弈的重要手段,还可应用于诸多领域.本文主要介绍了近地天体探测与拦截飞行器的概念方案,具体包括了近地天体探测器、带有核战斗部的拦截弹、动能拦截弹、定向能装置和双体超高速近地天体拦截器,并详细描述了其工作过程.表明弹道导弹防御技术能够带动近地天体拦截与资源开发等相关研究,具有广阔的应用前景.

摘要： 文章针对拦截弹在末制导段捕获高速目标难的问题,对拦截弹捕获高速目标的条件进行研究.首先,综述了末制导捕获条件研究的现状;其次,建立了二维的弹目相对运动方程,分析了几种比例类导引律的特点;再次,以纯比例为例,采用定性判断方法分析了目标速度变化和拦截弹过载限制对拦截成功率的影响,以纯比例和反比例导引律为例,利用定量描述方法分析了目标与拦截弹速度比值、比例系数对捕获条件的影响.为拦截弹捕获高速目标提供了理论依据和必要条件.

摘要： 剩余飞行时间是指拦截弹从当前位置飞至碰撞点所经历的时间,该时间的确定对拦截弹弹头的引爆时机和脱靶量计算尤为重要.推导了经典的剩余飞行时间计算模型,基于追踪法、平行接近法、比例导引法、三点法四种不同的导引方式推导出了新的剩余飞行时间计算方法,并在此模型的基础上,初步建立了一个攻防仿真系统,分析了导引方式对剩余飞行时间的影响,并验证了算法的可行性,为工程应用提供设计依据.

摘要： 在大气层外拦截过程中，拦截弹与目标的地球引力差在相对位置矢量法向方向上的分量可以忽略，此时通过调整拦截弹的速度矢量，使之与目标速度矢量位于碰撞三角上即可完成碰撞拦截。针对EKV轨控发动机垂直于体轴且导引头视场角极窄的情况，提出了采用固定推力发动机沿视线法向方向调整拦截弹速度矢量，实施轨控的脉冲中制导（PMG）方法。PMG制导方案实时地给出轨控发动机所需的制导脉冲宽度，当制导脉宽小于发动机的最短工作时间时即终止脉冲中制导。仿真表明，与最优制导相比PMG具有高精度、少能耗、易实施及适应性强等特点。

摘要： 动能拦截器技术已在弹道弹道导弹防御系统中得到了广泛的应用。针对临近空间侧窗探测拦截器姿控发动机推力恒定、分散式布局控制力矩耦合及系统模型存在不确定等特点,本文提出了一种基于滑模控制理论的姿态控制律设计方法.首先,充分考虑姿态控制系统中三通道及姿控力矩相互耦合的关系,建立了三通道姿态控制耦合模型.其次,基于滑模控制理论设计了姿态控制律,采用伪速率脉冲调制器,将所设计的连续控制变量转化为脉冲控制量来满足姿控发动机的要求,实现了拦截器的数字变推力控制.最后,数字仿真结果表明所设计的姿态控制律在参数存在摄动及不确定干扰的情况下,能够满足姿态控制快速性、准确性和鲁棒性的要求.

摘要： 动能拦截器技术已在弹道弹道导弹防御系统中得到了广泛的应用。针对临近空间侧窗探测拦截器姿控发动机推力恒定、分散式布局控制力矩耦合及系统模型存在不确定等特点,本文提出了一种基于滑模控制理论的姿态控制律设计方法.首先,充分考虑姿态控制系统中三通道及姿控力矩相互耦合的关系,建立了三通道姿态控制耦合模型.其次,基于滑模控制理论设计了姿态控制律,采用伪速率脉冲调制器,将所设计的连续控制变量转化为脉冲控制量来满足姿控发动机的要求,实现了拦截器的数字变推力控制.最后,数字仿真结果表明所设计的姿态控制律在参数存在摄动及不确定干扰的情况下,能够满足姿态控制快速性、准确性和鲁棒性的要求.

摘要： 本发明公开了一种用于模拟防空导弹拦截目标的高速靶弹，涉及部队训练模拟光源技术领域，包括依次相连的模拟引信部、模拟战斗部、模拟续航发动机、模拟连接部及用于提供飞行动力的起飞发动机、尾翼和喷管，来模拟高速靶弹的外形；模拟战斗部的壳体内部设有模拟光源和点火装置，模拟光源设于窗口的上方和/或下方；点火装置通过拉发机构与外部的发射架相连；模拟引信部的气动外壳与模拟战斗部的前端气动外形相匹配。通过与外部发射架相连的拉发机构引燃点火装置及模拟光源，模拟光源发出的红外光及可视光透过壳体中部窗口散发出去，方便探测仪器检测到，达到精准训练的效果；同时，起飞发动机提供飞行动力，借助尾翼及喷管确保平稳飞行。

摘要： 本发明公开了一种声传感器判断距离目标最近并利用深弹拦截的方法，其中，声传感器判断距离目标最近的方法包括：步骤S1，基于多普勒运动原理建立声传感器的信号处理模型，并基于所述信号处理模型，获取声传感器tk时刻与t0时刻的加权输出间的关系；步骤S2，基于所述声传感器tk时刻与t0时刻的加权输出间的关系，对声传感器采集的目标噪声进行分析处理；步骤S3，利用斜坡环比法确定最近点；充分利用目标噪声的特点，综合利用数据分析手段，通过对声传感器采集到的噪声进行处理分析来判断与目标距离最近的点，有助于数据处理效率，降低了算法运算量，而且具备较强的实时性，具有重要的应用价值。

摘要： 本发明公开了一种驾束制导体制下多弹编队拦截目标的方法，通过多发导弹组成编队拦截目标，利用改进灰狼算法确定导弹与目标的最优交汇位置，将导弹与目标的交汇位置作为优化变量，将导弹编队对目标的拦截概率作为优化适应度函数，调整各枚导弹与目标的交汇位置来提高驾束制导体制对远程目标的命中精度；本发明方法能够有效提高驾束制导体制对远程目标的拦截概率。

摘要： 本发明提供了一种基于拦截几何的高超声速目标拦截弹交接班条件分析方法，属于飞行器制导技术领域。本发明的技术要点为：通过考虑目标所有可能的速度方向，并根据拦截弹和目标之间的相对运动关系，推导得到所有可能的命中点的位置，建立拦截几何；根据拦截几何的研究结果以及中末制导交接班时刻拦截弹、目标和拦截几何的位置关系，给出拦截高超声速目标所要满足的拦截条件；在满足拦截条件的基础上给出拦截弹中末制导交接班时刻位置条件的计算方法以及角度条件的求解过程，并分析目标机动对于求解拦截弹角度条件的影响。本发明解决了现有的拦截方法无法实现对高超声速目标拦截的问题。

摘要： 本发明公开了一种基于拦截弹导引律辨识的机动突防方法。步骤1：获取参数信息；所述参数信息包括弹目相对速率弹目相对距离R，视线倾角速率和视线倾角λD；步骤2：根据获得的参数信息判断拦截弹导引；所述拦截弹导引包括协同攻击时间的导引律、协同攻击时间和角度的导引律、比例导引律、指数比例导引律、变参数终端导引律；步骤3：根据步骤2的拦截弹导引，进行机动突防决策；步骤4：根据步骤3的机动突防决策结果，进行机动突防控制。由于任何单一机动突防方式各有其优点和局限性，难以克服各种拦截方式，因此本发明对拦截弹导引律辨识，根据具体拦截方式采用相应策略。

摘要： 本发明涉及一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法，具体步骤如下：1、对拦截弹建模，列出拦截弹运动方程；2、计算拦截弹标准弹道，并列出拦截弹位移‑时间表；3、利用位移‑时间表对预测命中点进行粗算；4、改变初始弹道倾角，得到标准弹道族，不断迭代修正初始弹道倾角，修正预测命中点；5、根据预测命中点的位置，提出预测命中点制导方法，并在拦截弹飞行过程中继续修正预测命中点，降低脱靶量，若脱靶量不符合要求，继续使用下一步方法；6、采用多项式拟合法预报弹道的方法，并利用此方法，对预测命中点进一步修正，再次降低脱靶量，提高制导精度。本发明提高了制导精度，适应拦截弹在助推段过程中，周边环境不断剧烈变化的情况。

摘要： 本发明公开一种基于迭代预测命中点的增程型拦截弹预测制导方法：步骤1、建立增程型拦截弹模型，列出增程型拦截弹零攻角飞行的动力学和运动学方程；步骤2、生成标准弹道族；步骤3、求解空间一点所在标准弹道；步骤4、利用二次多项式拟合标准弹道中x‑t的关系，利用多项式拟合法拟合二次多项式系数与标准弹道号的关系，得到飞行时间的数值解法；步骤5、通过迭代求解预测命中点的方法，逐步逼近求解，直到迭代求得的预测命中点所在的标准弹道与上一个预测命中点所在的标准弹道相同，结束迭代。本发明解决了增程型拦截弹预测制导问题，大量计算在线下进行，减少制导过程中迭代次数，程序计算速度快。

摘要： 本发明提供了一种基于拦截几何的高超声速目标拦截弹交接班条件分析方法，属于飞行器制导技术领域。本发明的技术要点为：通过考虑目标所有可能的速度方向，并根据拦截弹和目标之间的相对运动关系，推导得到所有可能的命中点的位置，建立拦截几何；根据拦截几何的研究结果以及中末制导交接班时刻拦截弹、目标和拦截几何的位置关系，给出拦截高超声速目标所要满足的拦截条件；在满足拦截条件的基础上给出拦截弹中末制导交接班时刻位置条件的计算方法以及角度条件的求解过程，并分析目标机动对于求解拦截弹角度条件的影响。本发明解决了现有的拦截方法无法实现对高超声速目标拦截的问题。

摘要： 本申请提供一种确定悬浮式拦截弹悬浮深度的方法，其包括：步骤一，进行参数设定，根据空间位置明确各个参数之间的关系；步骤二，当悬浮式拦截弹的弹阵垂直边界的下界为拦截范围的下界时，计算悬浮式拦截弹的最小布放悬浮深度；步骤三，当悬浮式拦截弹的弹阵垂直边界的上界为拦截范围的上界时，计算悬浮式拦截弹的最大布放悬浮深度。该方法能够提高悬浮式拦截弹布放悬浮深度的准确性、有效性，理论上覆盖来袭鱼雷的航行深度，支持悬浮式拦截弹作战使用和作战效能分析研究，为水面船舶反鱼雷作战武器系统设计和能力评估提供支撑。

摘要： 本发明公开了一种基于拦截弹导引律辨识的机动突防方法。步骤1：获取参数信息；所述参数信息包括弹目相对速率弹目相对距离R，视线倾角速率和视线倾角λD；步骤2：根据获得的参数信息判断拦截弹导引；所述拦截弹导引包括协同攻击时间的导引律、协同攻击时间和角度的导引律、比例导引律、指数比例导引律、变参数终端导引律；步骤3：根据步骤2的拦截弹导引，进行机动突防决策；步骤4：根据步骤3的机动突防决策结果，进行机动突防控制。由于任何单一机动突防方式各有其优点和局限性，难以克服各种拦截方式，因此本发明对拦截弹导引律辨识，根据具体拦截方式采用相应策略。