制导

摘要： 为解决传统再入飞行器轨迹制导方法对强扰动条件适应性不足,难以满足终端约束的问题,在深度确定性策略梯度学习框架基础上,通过对随机强扰动条件下的离线飞行轨迹进行网络训练,寻找不同环境影响条件下的最优动作网络,以用于在线干扰条件下的制导轨迹规划,可通过对再入飞行攻角和倾侧角剖面的周期性预测,满足再入飞行终端高度、航程和速度约束。仿真实验结果表明:在满足终端高度约束的条件下,最大终端剩余航程偏差小于500 m,最大终端速度偏差小于35 m/s。本文所提制导方法较传统跟踪制导方法有较大的精度提升,算法计算量小,具有较好的工程应用前景。

摘要： 针对验证可重复使用运载器关键控制技术的需求,提出了一套基于STM32的可重复使用运载器闭环仿真系统。基于该套平台,对系统的总体方案、硬件平台设计、软件开发及设计进行了重点论述,实现了对箭上测量单元、计算机单元、执行单元及地面测发控单元的模拟。通过仿真试验,完成了可重复使用运载器制导、导航及姿控算法等关键控制技术的验证。结果表明:所开发的闭环仿真系统设计合理,实时性好,可靠性高,可为大型可重复使用运载器试验奠定基础,缩短研制周期。

摘要： 为了实现精确着陆,从制导角度分析了对发动机的需求,并讨论了基于现有条件的解决方案。针对推力调节动态过程对制导的影响,建立了简化的数学模型,设计了校正网络;基于四次多项式制导提出了一种基于过载反馈的制导方法,该方法将过载偏差作为推力调节指令,能够适应发动机推力调节的动态响应过程,同时能够克服火箭质量等多种参数不准确带来的偏差。仿真结果表明新方法具有很好的适应能力,能够为工程应用提供支撑。

摘要： 为了提升对转弯目标的跟踪精度,本文提出了一种基于粒子滤波的三维转弯目标跟踪方法。首先,针对在三维空间中做HGB机动的目标提出了一种三维转弯模型,并建立了目标拦截过程中合理、可信的导弹动力学模型。然后,分别用粒子滤波(PF)、扩展卡尔曼滤波(EKF)、无迹卡尔曼滤波(UKF)对三维转弯模型进行匹配滤波,通过对各滤波方法的仿真对比分析,选用PF作为三维转弯模型的匹配滤波方法。最后,将机动目标跟踪问题转化为粒子滤波的求解,通过抑制粒子退化和增加粒子多样性的方法,提高了非线性滤波的估计精度。仿真结果表明,基于粒子滤波的三维转弯模型可以对做HGB机动的目标实现稳定可靠的跟踪,对基于三维转弯模型的非线性滤波问题,相较于EKF和UKF,PF的估计精度至少可提升30%。

摘要： 飞行器协同探测相比于单飞行器探测具有精度更高、抗干扰能力更强的优势。传统制导控制设计过程中通常将目标定位跟踪和制导算法进行解耦设计,但实际上制导算法需要实时估计的目标位置等参数作为输入,而制导算法也会影响目标跟踪状态和测量方程的构建以及观测条件,两者存在较高的耦合度。解耦分别设计会造成一定的信息缺失,降低估计和制导精度。针对这一问题,本文构建了一种基于无迹变换的协同探测与制导一体化设计方法,一方面将协同探测目标定位算法引入制导律中,利用融合的目标位置估计均值和方差作为制导算法的输入,将制导过程作为一个随机矢量的非线性传播过程,利用无迹变换获取飞行控制角的均值和方差。仿真实验验证了该方法与传统的速度方向控制滤波算法定位相比,既能提升探测精度,同时满足较低的过载,较好地对飞行器的速度方向和姿态进行控制。

摘要： 针对升力式飞行器的滑翔段制导问题,提出一种阻力和升力加速度指令在线快速解析与跟踪制导方法。通过一维质点运动学解析并加权直接得到阻力加速度指令。引入虚拟目标和伪视线角的概念,将比例导引应用于滑翔段得到升力加速度指令。利用阻力加速度和攻角的单调性关系,通过改变攻角跟踪阻力加速度指令。倾侧角用于辅助跟踪阻力加速度指令,满足给定条件后切换至跟踪升力加速度指令。航迹方向角的控制通过倾侧角按反转走廊边界改变正负号实现。动压、热流、过载等约束可通过相关敏感参数的设计得到满足。所提方法不依赖参考轨迹和攻角剖面,计算量小,可实现对终端速度和终端高度的高精度控制。

摘要： 针对延迟信息条件下的机动目标拦截问题,研究了一种考虑目标加速度方向观测的微分对策制导律。首先,针对引入目标方向观测信息末制导博弈问题,建立了微分对策数学模型。随后,利用状态依赖黎卡提方程求解微分对策问题,得到包含无延迟目标机动项的微分对策制导律,可以更为有效地拦截机动目标。最后,在延迟信息条件下,利用目标加速度方向观测的方法补偿延迟的目标加速度,再将补偿后的目标加速度信息取代无延迟的目标加速度,得到延迟信息条件下考虑目标加速度方向观测的微分对策制导律。仿真结果表明,新的制导律可以在延迟信息条件下有效地拦截机动目标。

摘要： “爱国者”导弹以小巧的外形、高精度的打击能力,成为许多军迷眼中防空武器的“代名词”。海湾战争时期,因其成功拦截了伊拉克军队发射的“飞毛腿”导弹,更是变得家喻户晓。这个在上个世纪就装备于美军部队的“网红产品”,至今依旧没有“过气”,发展成为拥有多个改型的先进的制导体系。

摘要： 在已有的小型导弹角度约束制导律设计中,对敌方目标打击角度约束范围往往有限.为了扩大角度约束的可行范围,实现对目标的全方位打击,基于双圆弧原理设计了可实现过顶迂回打击的制导律.首先,建立了导弹的末制导段相对运动模型,然后对双圆弧曲线拟合的原理进行了介绍和推导证明,对于两段圆弧的关键参数进行了推导,最后基于该原理设计了一种可从任意角度打击目标的制导律.仿真结果表明,该制导律能够实现的角度约束范围相对偏置比例导引律大幅提升,可以实现对固定目标的过顶迂回打击,控制命中角度能力较强,末端过载的峰值较小,控制能量也远小于BPNG(biased proportional navigation guidance law),命中精度满足要求,具备较好的工程应用价值.

摘要： 为了满足集群作战条件下无人机快速连续地弹射起飞的要求,提出了一种无人机连发型电磁弹射系统的方案,阐述了系统的功能指标、结构以及控制策略和混合储能等技术,它具有机动性强、隐蔽性好、全程可控、弹射间隔短、发射成本低等特点,能根据不同要求弹射起飞不同的无人机,有效地解决无人机集群弹射起飞方式存在的局限性问题,对集群作战实现有力支撑.

摘要： 巡航导弹命中精度高、突防能力强等特点，得益于其灵活多样的制导方式。本文介绍了巡航导弹主要的制导方式,并分析了各种制导方式的特点。根据光电干扰的基本原理，针对景像匹配制导、红外成像制导提出了光电干扰的方法。

摘要： 地球引力场对远程弹道导弹的制导控制和命中精度具有一定的影响。本文针对远程弹道导弹发射对地球引力场信息的需求，分析了国内外利用地球引力场辅助弹道制导的研究现状，介绍了多种计算主动段弹道扰动引力的模型方法及数值方法，提出了适合的弹道扰动引力计算误差，对我国远程弹道导弹发展引力场辅助制导具有十分重要的意义。

摘要： 随着航天技术的发展,高超声速技术越来越受到各国的高度重视.本文通过对相关资料的整理,在着重介绍了X-43A的制导控制框架的基础上,并对其技术途径及主要技术难点进行了总结.

摘要： 本文简要介绍了红外成像导引头工作的基本原理,并针对导引头红外成像的工作原理研究了一种制导方式.经仿真,结果表明所提出的红外制导方式是合理的、有效的.

摘要： 在分析研究国外星球着陆探测技术的基础上,结合软着陆探测器和月面巡视探测器的实际情况,设计了一种制导和导航的方法,即利用激光扫描仪或面阵CCD像机在登月过程和漫游过程摄取的一系列数字图像,应用摄影测量原理来实现月球巡视探测器的制导和自主导航,为我国月球探测二三期工程的实施提供借鉴和参考.

摘要： 从工程仿真的角度,基于FMS半实物仿真试验能够准实时地复现带有FMS结构飞行试验的全过程,实现FMS飞行试验的模拟演绎,精确规划试飞任务,从而大大提高飞行试验的效率；基于FMS半实物仿真试验系统能够准确地复现和实施三维制导和导航计算,保证了FMS仿真试验的可靠性和置信度,使基于FMS的飞行仿真试验过程和试验结果可以直接用于适航合格审定的评估依据。

摘要： 未来战场中电磁信号密集、电子对抗激烈,必将对精确制导武器的作战使用产生严重影响。本文简述了电磁环境对武器装备的作用机理,介绍了导弹武器目前应用的制导方式,并据此探讨了以针对导弹武器使用为背景的复杂电磁环境构建方案。最后,对SAR成像制导雷达干扰环境设置进行了分析。

摘要： 对抗精确制导武器已成为地面防空系统的最主要任务之一，由于精确制导武器多为光电制导，或采用了光电引信等光电装置，光电对抗在未来的防空作战中将扮演越来越重要的角色。本文试从侦察与反侦察、干扰与反干扰等方面，对光电对抗技术在地面防空系统中的发展应用进行分析。

摘要： 从上世纪末到本世纪初在世界发生的几场局部战争和未来战争的发展趋势看,战争攻防对抗双方将以体系对体系,网络化、联合作战、统一指挥的形式出现.本文简要叙述了国外进攻性和防御性武器的现状及发展趋势后,根据我国防御体系的现状论述了攻防对抗中开展飞行力学问题研究的目的和意义.提出在目标识别,发射和分离动力学,杀伤区和发射区,制导规律与弹道优化,攻防对抗飞行力学仿真等几方面的飞行力学问题加强研究的必要性和重要性.

摘要： 舰艇被动定位引导导弹攻击法是舰舰导弹超视距隐蔽攻击的重要定位方法之一.本文首先简要介绍了舰舰导弹被动定位法的概念、特点和方法,然后以双站被动定位法为典型方法,分析了舰舰导弹被动定位的精度.

摘要： 本发明涉及一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，属于制导飞行器技术领域。本发明的目的是提出一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，该方法根据惯导测量的弹体位置、速度、姿态信息等，处理得到中制导和末制导所需的制导信息；以及中制导和末制导交接策略，以及中制导和末制导过载指令；以保证飞行器在中制导段飞行更远，在末制导段形成大落角，同时能够精确打击目标。

摘要： 本发明公开了一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法，具体步骤为：搭建制导信息融合平台；弹目视线转率模块A确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率；弹目视线转率模块B确定基于导引头测量信息的弹目视线转率；弹目视线转率融合模块确定用于计算过载指令的弹目视线转率；过载指令模块确定过载指令。本发明能够解决因多路径效应造成的末制导段弹体低频摆动的问题，弥补现有方法的不足，其突出特点是由中制导转入末制导的前期，将基于导引头测量的弹目视线转率随弹目距离的减少由部分到全部地用于形成过载指令，减小过载指令振荡对弹体姿态的影响。

摘要： 本发明公开了一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法，此方法在发射前仅需装定目标点的位置，不需要装定任何和发射点相关的信息。仅需在发射点配置一款低精度的卫星接收设备辅助计算射向即可。本发明的方法具有以下优点：(1)降低了发射前的准备时间；(2)降低了全制导武器系统的成本；(3)避免了由于发射点装定误差导致制导弹药脱靶的可能性，提高了武器装备系统的可靠性。

摘要： 本发明提供了一种制导炮弹用减旋装置及制导炮弹船尾。制导炮弹用减旋装置包括：底座，与制导炮弹的船尾外壳连接；多个翼片，设置于底座的背离船尾外壳的一侧，多个翼片绕底座的轴线均匀间隔设置，翼片相对于底座沿底座的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近底座的轴线的第一位置和远离底座的轴线的第二位置。本发明的技术方案的制导炮弹用减旋装置能够有效地对高速旋转状态下的制导炮弹进行减旋。

摘要： 本发明公开了一种全捷联制导武器制导精度评估方法，主要解决当前全捷联制导武器误差精度评估方法存在的不足，即在全捷联制导武器制导工具误差分离时无法将误差中的高阶项完整辨识出来，制导方法误差分离时无法将气动力偏差和推力偏差区分开，这使得精度评估方法的适应性不足。因此为了提高算法的适应能力及满足高精度打击任务需求，根据制导工具误差系数和横纵程偏差的微分导数关系，推导出主动段关机时刻速度偏差与制导工具误差系数之间的关系，通过引入发动机喷管摆动角度和发动机室内压力，将推力偏差和气动力偏差剥离开来，采用双向滤波方法，快速迭代求解制导方法误差。

摘要： 本发明提供了一种制导炮弹用船尾及制导炮弹。制导炮弹用船尾包括：船尾外壳，包括壳体；卫星测量模块，用于检测制导炮弹用船尾的位置和速度；电子舱模块与卫星测量模块控制连接；多个脉冲发动机，与多个安装腔对应设置，多个脉冲发动机与电子舱模块控制连接，电子舱模块根据卫星测量模块传递的信号控制脉冲发动机点火；尾盖，与壳体的设有安装腔和电子舱腔体的一端连接；减旋装置，包括设置于尾盖的背离船尾外壳的一侧的多个翼片，多个翼片绕尾盖的轴线均匀间隔设置，翼片相对于尾盖沿尾盖的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近尾盖的轴线的第一位置和远离尾盖的轴线的第二位置。本发明的技术方案的制导炮弹船尾能够提高制导炮弹的制导精度。

摘要： 本发明涉及一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，属于制导飞行器技术领域。本发明的目的是提出一种带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法，该方法根据惯导测量的弹体位置、速度、姿态信息等，处理得到中制导和末制导所需的制导信息；以及中制导和末制导交接策略，以及中制导和末制导过载指令；以保证飞行器在中制导段飞行更远，在末制导段形成大落角，同时能够精确打击目标。

摘要： 本申请公开了一种图像制导控制系统及微型制导子弹，包括：捷联式图像导引头系统、六自由度IMU惯导系统、弹载飞控系统、微型舵控制系统；捷联式图像导引头系统用于采集射击目标的目标图像特征信息，解算所述射击目标的目标信息，目标信息用于导引子弹向射击目标飞行；六自由度IMU惯导系统用于采集制导子弹的姿态信息数据，制导子弹的姿态信息数据包括：姿态角信息、旋转角速度信息和过载加速度信息；弹载飞控系统用于根据目标信息及制导子弹的姿态信息，实时解算制导子弹与射击目标的视线角信息，制导子弹的位置信息和制导子弹的方向信息，并输出制导子弹的飞行控制信息。能够实现精准制导的目的。

摘要： 本发明公开了一种全捷联制导武器制导精度评估方法，主要解决当前全捷联制导武器误差精度评估方法存在的不足，即在全捷联制导武器制导工具误差分离时无法将误差中的高阶项完整辨识出来，制导方法误差分离时无法将气动力偏差和推力偏差区分开，这使得精度评估方法的适应性不足。因此为了提高算法的适应能力及满足高精度打击任务需求，根据制导工具误差系数和横纵程偏差的微分导数关系，推导出主动段关机时刻速度偏差与制导工具误差系数之间的关系，通过引入发动机喷管摆动角度和发动机室内压力，将推力偏差和气动力偏差剥离开来，采用双向滤波方法，快速迭代求解制导方法误差。

摘要： 本发明公开了一种捷联制导体制导弹的半实物仿真方法及系统。系统包括仿真计算单元和制导控制单元，仿真计算单元包括串口卡、定时器和仿真计算机，制导控制单元包括舵机和弹上计算机。方法包括由仿真计算机实现的捷联制导体制导弹的半实物仿真方法的步骤，由弹上计算机实现的捷联制导体制导弹的半实物仿真方法的步骤。本发明的方法及系统无需连接转台，配置简单，通过对单机扰动和噪声特性的测量建模达到了与连接转台进行半实物仿真同样的效果。本发明的捷联制导体制导弹的半实物仿真方法及系统，在飞行试验过程中可以随时对试验进行仿真支持，效率高，节约了大量的人力、物力资源。