基于侦察卫星信息的反舰导弹纯方位攻击研究

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针对反舰导弹纯方位攻击中无法获得较为精确的目标信息问题,提出了一种基于侦察卫星信息支援的反舰导弹纯方位攻击方法.通过引入侦察卫星信息,与作战平台自身的测向信息相结合,分析二者相对位置,给出了攻击距离上下限、方位误差、短轴误差的计算方法,获得了较为精确的目标信息,并确定了攻击方位的选择方法.该方法解决了纯方位攻击中末制导雷达开机过早、开机时间长、搜索角度大等问题,对反舰导弹纯方位攻击的使用有一定的参考价值,最后通过仿真实验验证了该方法的有效性.
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在地形辅助导航中,粒子滤波由于其良好的实时性及对地形免线性化处理的特性而广泛应用.但该滤波算法也面临着粒子退化、高维空间“维数灾难”的问题,为提升导航性能,提出一种融合神经网络的RBPF算法.在SITAN系统基础上,以粒子滤波代替卡尔曼滤波,建立该系统状态空间模型.在粒子滤波重采样步骤前引入反向传播(BP)神经网络,调整奇异点,平滑权值,并采用Rao-Blackwellized(RB)理论对复杂高维模型进行结构分解,保障导航实时性.通过仿真生成飞行轨迹,与真实的地形高程图进行匹配定位,设定不同粒子数目以改
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传统比例导引律缺少时间和视场角的限制,在面对现代空战目标机动快的情况下,拦截效果也不理想.针对该问题,提出了基于深度强化学习的智能导弹控制律设计.该算法以导弹当前态势为状态输入,考虑到导弹追击过程中时间和视场角的限制,以此设计奖励函数,在连续的状态空间和动作空间中,导弹能根据当前态势自主选择正确的制导指令,及时追上机动目标.实验表明,该算法相比传统比例导引律,具有更强的鲁棒性,同时,导弹也具有了自主决策的能力.
针对某高超声速无人机在到达末端能量管理段窗口时,位置、能量、航向角变化范围大等问题,提出了一种基于多轨迹调度的制导方法,使其以期望状态进入自动着陆窗口.基于质点三自由度模型,建立了该飞行器的动压和高度的动力学模型,设计了最陡、最浅和标称下滑动压剖面,推演出能量走廊和标称下滑高度剖面.提出了航向校准圆柱半径、位置、进场方式等优化机制,设计多条地面轨迹和大动压制导、标称制导、小动压制导三种制导策略.最后根据初始能量选择制导策略,根据根据初始位置与航向角选择地面轨迹,实现无人机以期望状态进入自动着陆窗口.
控制多枚导弹同时协同拦截运动目标时,需要估算拦截导弹的剩余飞行时间.针对此问题,分析了用于剩余飞行时间估算的神经网络模型输入变量对模型估算精度的影响,确定了神经网络模型的结构及输入变量类型.结合时间可控制导律,完成具有协调变量的双层协同制导律设计,并将训练所得剩余飞行时间计算模型与协同制导律相结合.对所设计的神经网络模型以及协同制导律进行了仿真分析.结果表明,神经网络模型在经过样本的训练后,可以精确估算拦截导弹的剩余飞行时间,同时以该估算结果作为依据确定协调变量值,可以实现多枚导弹的时间协同拦截.
对于能主动产生等离子体的高速飞行器,其产生的高密度等离子体分布受电磁场影响较大,而常用的等离子体流场数值模拟方法中很少考虑电磁场问题.为了更准确地计算等离子体分布情况,结合基本的流场控制方程和采用双温度模型的热化学非平衡方程,形成能计算有化学反应的多组分完全气体流场计算模型,并此在基础上加入PIC算法,以解决已有模型中未考虑电磁场影响的问题.利用该模型,计算了飞行高度为28 km、Ma=6.5的高速飞行器,在能量为60 keV的电子激发后的等离子体分布情况.结果表明主动产生的等离子体在来流作用下能够稳定地
针对制导炮弹和地面目标速度变化导致传统导引律制导精度不高的问题,提出了一种考虑弹目速度时变的攻击角约束终端滑模导引律.设计了自适应扩张状态观测器对弹目速度变化进行估计与补偿,减小了切换项的增益.改进了传统指数趋近率,提高了滑模面到达段的动态品质,有效削弱了滑模面的抖振现象.通过数值仿真验证了该导引律的有效性,并与现有的导引算法进行了对比分析,结果表明,提出的导引律具有制导时间短、弹丸落速大以及命中精度高等优点.
针对空天飞行器无动力着陆轨迹设计问题,提出一种椭圆式高度剖面的离/在线轨迹设计方法.传统设计方法在参考航天飞机轨迹设计方法的基础上进行优化改进,但避免不了设计过程中参数繁多、连续性较差等缺点,并且不能够在飞行器着陆过程中在线更新轨迹以保证着陆精度.以往的在线轨迹设计方法计算量大、对机载计算机的计算能力要求较高.提出的设计方法克服了传统方法的缺点,在满足各项指标要求的同时更具有连续性与平稳性,并且该方法简单、快速,适用于飞行器在线生成轨迹.
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