一、闭路制导下提高姿态控制精度方案研究（论文文献综述）
骆银,王晓芳[1]（2021）在《一种闭路制导下提高姿态控制精度的方法》文中进行了进一步梳理为满足弹道导弹闭路制导对姿态跟踪精度的要求,提出了一种基于预测函数控制的控制方法。在弹体飞行过程中,控制系统通过预测函数控制的滚动优化、反馈校正,可以有效地抑制规律不明的信号,得到稳定的控制指令。仿真结果表明,基于预测函数控制的姿态控制器可在具有强干扰和模型失配的情况下良好地实现闭路制导控制指令,具有较高的控制精度和较强的鲁棒性。
宋征宇,蔡巧言,韩鹏鑫,王聪,潘豪,张广春,李栩进[2]（2021）在《重复使用运载器制导与控制技术综述》文中提出本文对重复使用运载器制导与控制技术进行综述。随着航天技术的发展,对航天运载器重复使用的需求也日益剧增,具备可复用的天地往返运输能力也一直是航天工业追求的重要目标之一,而制导与控制将发挥重要的作用。首先回顾了全球范围内重复使用运载器的研究进展,随后从不同的维度对其发展途径进行分类和分析,并从垂直起飞垂直着陆（VTVL）、垂直起飞水平着陆（VTHL）、水平起飞水平着陆（HTHL）等3个方面对制导与控制的需求进行了梳理。针对不同的起降模式,详细构建了完整的制导与控制模型、约束与目标函数,从而对比在不同场景下制导与控制的特点和挑战。在此基础上,对在VTVL、VTHL、HTHL 3种工作方式下制导与控制理论研究与工程实践中所取得的研究成果进行分析,并对各种方法的特点进行了论述和比对。最后对本领域当前亟待突破的技术难点和发展趋势进行了讨论,并对推动重复使用运载器应用的重点研究方向进行了归纳和展望。
马卫华[3]（2020）在《导弹/火箭制导、导航与控制技术发展与展望》文中指出本文对导弹/火箭制导、导航与控制（GNC）技术的发展进行了综述。总结归纳了不同阶段GNC关键技术的突破与跨越,重点对惯性导航、组合导航、摄动制导、闭路制导、迭代制导、频域设计、全数字设计、冗余控制、自适应控制等多项技术进行了总结和应用成果论述。对未来GNC技术的发展进行了思考与展望,并提出了七项关键技术。针对更聪明、更自主的弹/箭控制技术发展需求,提出并分析了"会学习"弹/箭的制导、导航与控制技术。
郑旭[4]（2018）在《远程火箭发射初态误差传播及影响特性研究》文中认为远程火箭发射前需要进行平台的调平和对准,为其在惯性空间中提供参考基准。由于地球并非一个匀质参考椭球体,表面及内部结构都极为复杂,这样就使得惯性导航系统定向所依据的大地水准面垂线方向和参考椭球面法线方向存在差异,这一差异倾角即为垂线偏差。另外,机动发射的远程火箭还会产生初始定位误差,瞄准过程会带来发射方位角偏差。通常的弹道分析、导航制导计算会忽略这些初态误差的影响,于是通过动力学方程会产生明显的飞行状态偏差和落点偏差。目前,随着惯性器件精度的不断提高,工具误差的影响在不断下降,初态误差作为一种模型误差对落点精度的影响越来越明显。因此,为了提高打击精度研究重点开始锁定在初态误差的影响上。本文研究了发射初态误差对弹道设计、导航计算、制导精度、误差统计特性的影响规律,主要包括以下几部分:首先,研究了发射初态误差的形成机理。梳理出初态误差的来龙去脉是分析其对弹道设计、导航制导影响规律的重要前提。文中建立了发射惯性系和发射坐标系中精确动力学方程,给出了发射初态误差源对动力学方程中各加速度项的具体影响关系式,对发射初态误差源进行了分类,梳理了各项的传播过程,得到了传播路径图。仿真计算出初始定位误差、初始定向误差、初始速度误差的影响较为明显,后续的误差传播、导航制导过程中需要加以考虑。其次,研究了发射初态误差对弹道特征参数的影响特性。现有方法中没有给出其对发射坐标系中动力学方程各加速度项的影响规律,这会对弹道参数精度的提高产生重要影响。文中在发射坐标系中基于状态空间摄动理论建立了发射初态误差的传播方程,推导了引力加速度偏差、科氏加速度偏差和离心加速度偏差与发射初态误差项的解析表达式,得到发射初态误差引起关机点状态偏差和落点偏差的传播矩阵。通过多种仿真场景分析了初态误差对弹道参数的传播规律,验证了所提出高精度解析传播模型有效性。接着,研究了考虑视加速度耦合时初态误差的影响特性。由于发射初态误差的作用,惯性导航系统解算出的导航状态势必会受到影响。另外,初态误差会影响导弹的受力,从而引起飞行高度和速度的不同,而推力和气动力的计算都与飞行状态有关。因此导弹飞行状态与视加速度之间产生耦合作用,引起视加速度耦合偏差。文中从导航方程出发具体分析了考虑视加速度耦合时发射初态误差引起导航误差的形成机理,基于状态空间摄动理论在发射惯性坐标系中建立了导航摄动方程,推导了视加速度耦合偏差、初始速度误差,得到了考虑视加速度耦合时关机点导航状态偏差和落点偏差的解析解。通过多种仿真场景验证了所提出的导航误差解析估计模型的有效性,与文献中相比提高了估计精度,分析了初态误差对导航误差的影响规律,给出了相应的结论。再次,研究了发射初态误差对制导精度的影响规律。在发射初态误差的影响下,导航系统输出的飞行状态并不是导弹实际的状态。由于导航误差的出现会给制导系统提供带误差的制导指令,进而带来关机点状态偏差和落点偏差。文中阐述了初态误差影响下标称弹道、开环弹道、导航弹道和实际弹道之间的关系,分析了在制导情况下导弹实际关机点状态偏差和落点偏差产生原因。考虑摄动制导和迭代制导两种模式,将发射初态误差引入其中提出了一种摄动制导和最优闭环制导精度解析计算方法,可以为提高导弹制导精度提供一种分析途径,通过仿真验证算法的有效性。最后,研究了基于协方差分析描述函数法的导弹误差传播规律。对于要分析大量初态误差在各个时刻的影响特性时,通常都是通过数值解采用Monte Carlo打靶方法进行计算,这会需要大量时间,不利于初态误差传播特性的快速性分析。本文提出采用协方差分析描述函数法（CADET）研究了导弹的误差传播。文中针对非线性系统进行了统计线性化,导出了基于正态分布描述函数的期望均值矢量和拟线性系统动态矩阵的表达式,结合远程火箭动力学模型建立了主动段和被动段导航状态均值和协方差传播方程,只需一次求解就能确定系统状态变量的统计特性,仿真验证了CADET方法求解的有效性。
王勇,张艳,薛辉,李延军,檀朋硕[5]（2017）在《基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法》文中研究指明弹道式航天飞行器末修闭路制导飞行段通常采用具有非线性特性的固定姿控喷管进行姿态跟踪和稳定控制,此时姿态控制精度直接影响闭路制导效果。传统斜线开关线控制方法存在系统性姿态角偏差,导致末修推力方向与待增速度方向始终存在差异,进而影响到飞行器落点精度。提出的基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法,通过干扰力矩在线辨识,实时设计姿控喷管开关线,将极限环调整至环绕原点,从而提高姿控精度。基于某型飞行器的仿真结果表明,与传统设计方法相比,基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法可将闭路制导段姿态控制精度提高约90%,减小姿态偏差对闭路制导的影响,飞行器落点精度提高约25%。
王涛[6]（2017）在《天地往返飞行器再入预测-校正制导与姿态控制方法研究》文中研究表明升力式天地往返飞行器可应用于空间科学研究、军事侦察、空间物资输送等空间任务,具有快速、安全、灵活、低成本的特点,因此发展前景十分广阔。新一代天地往返飞行器对制导和姿控系统的鲁棒性、灵活性和自主性提出了更高的要求,这牵引着再入制导和姿控方法不断地发展。首先,论文在航天飞机再入制导方法的基础上提出一种基于阻力加速度剖面的预测-校正制导方法。根据飞行器再入特性,将再入过程分成两部分:初始段和滑翔段。初始段采取常值倾侧角制导,倾侧角幅值考虑误差因素的影响。进入滑翔段后,设计攻角模型和阻力加速度模型,阻力加速度模型通过对再入走廊插值得到,飞行器的横向运动采用航向误差走廊进行控制。然后基于设计的模型对三维飞行轨迹进行数值预测,并根据预测结果对攻角模型、阻力加速度模型以及航向误差走廊边界进行校正。与航天飞机的制导方法相比,论文提出的制导方法可应用于大横程再入的任务,对偏差的适应能力更强。虽然基于阻力加速度剖面的制导方法便于处理过程约束,但阻力加速度与制导变量不在同一阶次,不可避免地引入剖面跟踪问题。因此,论文直接从再入制导变量出发,研究一种基于倾侧角变化律的预测-校正制导方法。在滑翔段制导中,首先借助平衡滑翔飞行条件将热流、过载、动压等约束转化为倾侧角约束。然后将倾侧角幅值设计为分段线性函数,并通过设计倾侧角翻转时机确定倾侧角符号。基于倾侧角模型对三维飞行轨迹进行数值预测,通过调节攻角使飞行器保持平衡滑翔飞行。最后基于模糊逻辑对倾侧角幅值和翻转时机进行校正。论文提出的方法可实现对纵向运动和横向运动的协同校正,因此具有较高的鲁棒性和灵活性。随着再入任务的多元化,飞行器不仅要满足一般再入问题的需求,还要满足航路点和禁飞区等路径约束。针对考虑航路点和禁飞区约束的再入问题,论文提出两种满足航路点和禁飞区约束的再入制导方法。第一种制导方法根据飞行器的状态与航路点、禁飞区的关系实时规划飞行策略,采用一次倾侧角翻转满足航路点或者禁飞区约束。采用数值法预测飞行轨迹,并基于预测轨迹实时计算航路点的位置误差以及与禁飞区中心的最短距离,然后根据计算结果校正倾侧角翻转时机。在倾侧角翻转之后,进一步通过校正倾侧角幅值抑制误差。第二种制导方法在最优参考轨迹的基础上实现再入预测-校正制导。采用高斯伪谱法离线优化出一条参考轨迹,并选取反映航路点和禁飞区的特征点。特征点将再入过程分为若干段,然后对每段过程分别设计预测-校正制导方法。飞行器机身升阻比大,飞行速度快,再入空域广,这使飞行器的姿态运动呈现出强烈的非线性、快时变性和耦合性。针对异类混合执行机构再入飞行器姿态运动系统,论文设计了一种预测控制方法。首先基于动态逆线性化运动方程推导解析的预测控制律,并采用扩张状态观测器（ESO）对不确定因素进行估计和补偿。得到控制指令之后,通过在线求解二次规划问题,得到控制指令的最优分配策略。最后采用PWPF调节器确定RCS的开关信号。论文设计的控制方法具有较强的抗干扰的能力,能够应对执行机构发生故障的情况。最后,论文基于上述研究成果设计了飞行器再入六自由度运动仿真系统,并设计几种再入任务场景对制导控制方法进行验证,仿真结果表明了该制导控制方法对再入任务变更和执行机构故障的适应性。本论文的研究有助于促进飞行器再入制导控制方法的发展,可为我国天地往返飞行器制导导航控制（GNC）系统设计提供理论和技术支持。
陈思远,夏群利,李然[7]（2016）在《固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究》文中指出针对高超声速飞行器投放任务要求,开展了固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究。根据三级固体火箭第三级飞行特点,提出一种基于纵向、侧向联合设计制导方法。纵向在高度-时间剖面内生成名义轨迹,并完成跟踪制导律设计,实现终端高度、当地弹道倾角和攻角约束。侧向采用两次反向的修正交变姿态控制能量管理（alternate attitude control energy management,AEM）,并通过预测校正相关参数,提高速度控制精度,实现侧向位移收敛。仿真结果表明,本方法可实现不同终端约束制导任务需求,具有在线自适应能力。
田野[8]（2010）在《空间目标飞越式抵近观察制导方法研究》文中进行了进一步梳理飞越式抵近观察是指处于潜伏轨道的飞行器,在需要时通过转移轨道快速抵近到目标航天器附近,在一定范围内对目标进行短时间观察,它在未来空间攻防对抗中有着广阔的应用前景。在抵近观察过程中,飞行器的制导精度和响应速度是两个关键的技术指标。本文以此为背景,对相关理论和方法进行了研究。首先研究了抵近观察的初制导问题。初制导主要目的是消除入轨的初始位置速度误差。建立了速度增益初制导模型,研究了推力矢量方向确定、飞行器需要姿态计算和开关机控制方法等问题。通过数值仿真,分析了制导方法中各因素对制导精度的影响。其次研究了中制导问题。在二体假设下,分别建立了基于状态方程线性化的中制导模型和基于显式制导的中制导模型。研究了考虑摄动项影响时的改进模型,减少了J2摄动项对制导精度的影响。抵近观察任务中有长时间的中段飞行,单次修正不能满足精度要求。利用遗传算法对修正次数和修正时间进行了优化设计,优化结果在满足制导精度要求的条件下达到燃料最省。然后研究了末制导问题。末制导可以保证抵近观察任务具有较高的末端精度。建立了基于视线转率的比例导引末制导模型,在获得目标航天器的相对距离信息基础上,分别研究了基于CW方程和相对运动解算的方法,对观测点视线转率进行求解。两种导引算法的方法误差较小,均有较高的末端导引精度。随着空间应用技术的发展,飞越式抵近观察技术将成为未来空间态势感知的重要手段,本文的研究结果可为我国相关技术的发展提供理论依据和技术支持。
张洪波[9]（2009）在《空间快速响应发射转移轨道设计与制导方法研究》文中指出空间快速响应发射对空间系统的快速部署、重构、扩充和维护等操作具有十分重要的意义,它对发射任务的转移轨道设计和制导方法提出了新的要求。本文以此为背景,对相关理论、技术和方法进行了研究与探讨。首先研究了空间快速响应发射转移轨道的设计与优化方法,提出了考虑地球扁率影响的转移轨道快速设计方法。（1）分析了同时满足轨道面要求和相位要求的地面等待时间,研究了向前相位调整和向后相位调整的调相轨道设计方法,这种方法能在发射场固定的条件下提高发射的快速响应能力。（2）采用解析分析的方法设计了始末点位置固定的两冲量最短时间转移轨道。根据拉格朗日系数公式和连线速度一致性定理,得到了确定最优解的一元八次代数方程,并在一定假设下对方程进行了简化,得到了对理论分析具有较大意义的结果。（3）采用混合遗传算法设计多约束条件下四冲量最短时间转移轨道。采用一种具有自适应性的退火惩罚函数来处理轨道转移过程中的能量约束条件,设计了串联型、嵌入型两种算法混合结构,成功地解决了遗传算法的收敛结果存在概率性的问题,得到了一种兼具全局和局部搜索能力的优化算法。（4）针对考虑地球扁率的转移轨道快速设计问题,借鉴打靶法及虚拟目标的思想,提出了等时偏差迭代法,对该方法的收敛条件和奇异点存在的原因进行了理论分析。在此基础上,提出了收敛性能更好的改进的等时偏差迭代法。两种方法都采用解析公式计算地球扁率的影响,收敛速度快,设计精度高,能够用于快速任务规划和显式制导需要速度计算等任务。其次研究了星光/惯性复合制导在空间快速响应发射运载火箭上升段制导中的应用。（1）针对单星星光/平台惯性复合制导系统,分别建立了调平台与不调平台两种方案的数学模型,包括平台的基准偏差与初始误差、惯导工具误差的关系方程,星敏感器的测量方程和星光修正方程。（2）通过对弹道导弹星光/惯性复合制导实现原理的分析,提出了以当地速度倾角和轨道倾角为修正指标、以半长轴和轨道倾角为修正指标的两种运载火箭星光修正方案。研究了修正方程中最佳修正系数的确定方法。数值仿真结果表明,两种方案都能在保证同样的入轨精度下放宽对射前准备条件和惯导系统精度的要求,对空间快速响应发射是很有意义的。（3）针对单星不调平台方案,从信息传递与校验的角度,提出了信息等量压缩的概念,由此分别得到了解析的、半解析的最佳测星方位确定方法。针对单星调平台方案,提出了能够综合不同性质的修正指标性能的整体优化指标,选择单纯形调优法来确定最佳测星方位。针对单纯形法全局搜索能力不足的缺点,提出了通过编制简单条件下的最佳测星方位表来为算法提供良好初值的解决方案。最后研究了可用于轨道转移段的“速度增益制导+迭代制导”的组合显式制导方法,以达到快速应用空间的目的。（1）研究了速度增益制导方法在航天器转移轨道初制导中的应用。比较了γ制导和关机点需要速度预测制导两种方法的特点和优劣,分析了γ制导方法中推力的最佳施加方向,提出了采用小步长计算和关机时间线性预报的关机控制方法。（2）研究了迭代制导方法在航天器转移轨道末端制导中的应用。在简化轨道运动方程和引力计算的基础上,运用最优控制理论推导了满足终端约束条件的迭代制导方程,通过数值仿真验证了算法的有效性。随着空间应用的深入和航天技术的发展,空间快速响应发射将成为未来航天运输的发展趋势。本文的研究结果可为我国相关航天装备的发展提供方案参考和技术支持。
姚红[10]（2006）在《固体弹道导弹鲁棒及自适应姿态控制系统设计研究》文中研究说明论文以弹道导弹姿控系统设计及六自由度飞行仿真为背景,对导弹姿控系统设计的常规方案以及自适应方案进行了研究,并基于MATLAB平台开发了姿控系统频域设计及时域仿真一体化软件。工程实际中导弹姿控系统设计采用的是固定控制器+增益规划的常规方案,其中的难点在于定点控制器的设计。论文在建立包括弹性振动在内的受控对象模型的基础上,采用流行的H∞鲁棒控制方法以及多目标进化优化方法进行了姿控系统定点控制器的设计。设计实例表明使用H∞方法能得到基本满足要求的控制器,而使用多目标进化优化方法则能得到具有较好性能的控制器。常规方案为保证高频弹性振动的鲁棒稳定性会使姿控系统的设计结果具有一定的保守性,且控制器的调试也比较困难。论文采用一个二阶的陷阱滤波器实现了弹性模态的自适应幅值稳定,其中使用扩展卡尔曼滤波算法对模态频率进行了在线参数估计。这种自适应陷阱滤波器+增益规划的新方案既降低了常规方案姿控系统设计的难度又避免了设计结果的保守性。论文基于MATLAB平台开发了导弹姿控系统计算机辅助设计（ACSCAD）软件,软件实现了姿控系统频域设计以及时域仿真的一体化。ACSCAD软件提高了工作效率,使设计人员能够有更多的精力投入到新的姿控方案的研究上来。论文给出了使用ACSCAD软件进行的两个姿控系统设计实例,设计结果均满足指标要求,表明使用ACSCAD软件能有效地完成姿控系统的设计任务。
二、闭路制导下提高姿态控制精度方案研究（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、闭路制导下提高姿态控制精度方案研究（论文提纲范文）
（1）一种闭路制导下提高姿态控制精度的方法（论文提纲范文）
| 1 弹体模型的建立 |
| 1.1 坐标系定义 |
| 1) 地面发射坐标系Oxyz |
| 2) 弹体坐标系Ox1y1z1 |
| 3) 弹道坐标系Ox2y2z2 |
| 1.2 弹体空间运动方程 |
| 2 闭路制导控制指令及PID控制方法 |
| 3 基于预测函数控制的控制方法 |
| 3.1 预测函数控制原理 |
| 3.2 预测函数控制算法 |
| 4 仿真校验 |
| 4.1 某弹道导弹闭路制导仿真 |
| 4.2 控制系统抗干扰能力分析 |
| 4.3 控制系统预测模型失配分析 |
| 5 结 论 |
（2）重复使用运载器制导与控制技术综述（论文提纲范文）
| 1 发展途径与需求分析 |
| 1.1 垂直起飞垂直着陆(VTVL) |
| 1.2 垂直起飞水平着陆(VTHL) |
| 1.3 水平起飞水平着陆(HTHL) |
| 2 制导与控制问题描述 |
| 2.1 运动模型 |
| 2.2 端点和过程约束 |
| 2.2.1 上升段约束条件 |
| 1)初始状态约束 |
| 2) 过程约束 |
| 3) 终端约束 |
| 2.2.2 返回下降及着陆段约束条件 |
| 1) 初始状态约束 |
| 2) 过程约束 |
| 3) 终端约束 |
| 2.3 目标函数 |
| 2.3.1 上升段目标函数 |
| 2.3.2 返回下降及着陆段目标函数 |
| 3 可重复使用运载器制导和控制方法 |
| 3.1 VTVL制导和控制方法 |
| 3.1.1 制导技术 |
| 1) 上升段制导 |
| 2) 着陆段制导 |
| 3.1.2 控制技术 |
| 1) 上升段控制 |
| 2) 滑行调姿段控制 |
| 3) 动力减速段控制 |
| 4) 气动减速段 |
| 5) 垂直着陆段 |
| 3.2 VTHL制导控制方法 |
| 3.2.1 制导技术 |
| 1) 上升段制导 |
| 2) 初期再入制导 |
| 3) 能量管理制导 |
| 4) 进场着陆段制导 |
| 3.2.2 控制技术 |
| 1) 自整定PID方法： |
| 2) 滑模控制： |
| 3) 自适应控制： |
| 4) 鲁棒控制： |
| 5) 动态逆法： |
| 6) 自抗扰控制： |
| 3.3 HTHL制导与控制方法 |
| 3.4 制导和控制方法小结 |
| 4 发展趋势与展望 |
| 1) 基于模型的制导与控制一体化设计 |
| 2) 容错制导技术 |
| 3) L2F技术 |
| 4)基于物理模型的健康监测技术 |
| 5)高保真度的地面仿真技术 |
（3）导弹/火箭制导、导航与控制技术发展与展望（论文提纲范文）
| 0 引 言 |
| 1)导航技术概念及作用 |
| 2)制导技术概念及作用 |
| 3)姿态控制技术概念及作用 |
| 1 航天制导、导航与控制技术发展 |
| 1.1 导航技术发展 |
| 1.1.1 惯性导航技术 |
| 1)平台式惯性测量技术 |
| 2)捷联式惯导技术 |
| 1.1.2 组合导航技术 |
| 1)惯性卫星组合导航技术 |
| 2)惯性星光组合导航技术 |
| 1.2 制导技术发展 |
| 1.2.1 摄动制导技术 |
| 1)隐式摄动制导技术 |
| 2)显式摄动制导技术 |
| 1.2.2 闭路制导技术 |
| 1.2.3 迭代制导技术 |
| 1.3 姿态控制技术发展 |
| 1.3.1 频域设计技术 |
| 1.3.2 全数字设计技术 |
| 1.3.3 冗余控制技术 |
| 1.3.4 自适应控制技术 |
| 2 航天制导、导航与控制技术思考与展望 |
| 2.1 航天制导、导航与控制技术展望 |
| 1)惯性卫星组合导航技术 |
| 2)惯性星光组合导航技术 |
| 3)弹/箭在线轨迹规划技术 |
| 4)面向多任务的弹/箭智能化评估与决策技术 |
| 5)非致命故障下的诊断与重构控制技术 |
| 6)基于在线辨识的强适应控制技术 |
| 7)制导控制一体化设计技术 |
| 2.2 “会学习”的弹/箭制导控制技术 |
| 3 结束语 |
（4）远程火箭发射初态误差传播及影响特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 研究的目的和意义 |
| 1.2 初态误差对弹道影响的研究现状 |
| 1.3 初态误差对导航精度的研究现状 |
| 1.4 初态误差对制导精度的研究现状 |
| 1.5 初态误差对终端状态统计特性分析的研究现状 |
| 1.6 主要研究内容和章节安排 |
| 第2章 发射初态误差的形成机理 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系的定义及相互关系 |
| 2.2.1 坐标系的定义 |
| 2.2.2 坐标系转换关系 |
| 2.3 精确动力学模型 |
| 2.3.1 发射惯性系中精确动力学模型 |
| 2.3.2 发射坐标系中精确动力学模型 |
| 2.4 初态误差源分析 |
| 2.4.1 各加速度项和初始速度项分析 |
| 2.4.2 发射初态误差源分类 |
| 2.5 发射初态误差的影响量级分析 |
| 2.5.1 坐标基准误差影响分析 |
| 2.5.2 初始定位误差影响分析 |
| 2.5.3 初始速度误差影响分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 发射初态误差对弹道参数的影响特性研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 状态空间摄动理论 |
| 3.3 发射初态误差对状态偏差影响分析 |
| 3.3.1 发射初态误差的影响分析方法 |
| 3.3.2 旋转项偏差和初值项偏差 |
| 3.4 平移项偏差传播模型 |
| 3.4.1 平移项偏差摄动方程 |
| 3.4.2 引力加速度偏差 |
| 3.4.3 科氏加速度偏差 |
| 3.4.4 离心加速度偏差 |
| 3.4.5 推力和气动加速度偏差 |
| 3.4.6 平移项偏差解析解 |
| 3.5 发射初态误差传播模型 |
| 3.6 仿真分析 |
| 3.6.1 固定发射方位角 |
| 3.6.2 不同发射方位角 |
| 3.6.3 不同发射点 |
| 3.6.4 高程偏差影响 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 发射初态误差对导航精度的影响特性分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 考虑视加速度耦合时导航误差 |
| 4.2.1 导航误差形成机理 |
| 4.2.2 视加速度耦合偏差 |
| 4.2.3 初始速度误差 |
| 4.3 考虑视加速度耦合时传播模型 |
| 4.3.1 导航摄动方程 |
| 4.3.2 导航误差传播模型解析解 |
| 4.4 仿真分析 |
| 4.4.1 固定发射方位角 |
| 4.4.2 不同发射方位角 |
| 4.4.3 单项干扰分析 |
| 4.4.4 垂线偏差作用下纬度变化的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 发射初态误差对制导精度的影响特性分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 初态误差对飞行弹道的影响 |
| 5.3 初态误差影响摄动制导精度的计算方法 |
| 5.3.1 摄动制导原理 |
| 5.3.2 制导精度计算方法 |
| 5.4 初态误差对摄动制导精度影响仿真分析 |
| 5.4.1 初态误差对主动段参数的影响 |
| 5.4.2 单因素初态误差的影响 |
| 5.4.3 Monte Carlo打靶 |
| 5.5 初态误差影响最优闭环制导精度的计算方法 |
| 5.5.1 最优闭环制导原理 |
| 5.5.2 制导精度计算方法 |
| 5.6 初态误差对最优闭环制导精度影响仿真分析 |
| 5.6.1 初态误差对主动段参数的影响 |
| 5.6.2 单因素初态误差的影响 |
| 5.6.3 Monte Carlo打靶 |
| 5.7 本章小结 |
| 第6章 基于协方差分析描述函数法的导弹误差传播 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 线性系统协方差分析基本理论 |
| 6.3 非线性系统协方差分析基本理论 |
| 6.3.1 非线性系统协方差分析 |
| 6.3.2 基于正态分布的描述函数 |
| 6.4 基于协方差分析描述函数法的误差传播方程求解 |
| 6.4.1 主动段协方差传播方程 |
| 6.4.2 被动段协方差传播方程 |
| 6.4.3 Monte Carlo状态统计 |
| 6.5 仿真分析 |
| 6.5.1 初始状态误差传播 |
| 6.5.2 飞行过程加速度误差传播 |
| 6.5.3 综合误差分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的学术论文 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（6）天地往返飞行器再入预测-校正制导与姿态控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景、目的和意义 |
| 1.2 天地往返飞行器研究进展 |
| 1.2.1 航天飞机(Space Shuttle) |
| 1.2.2 轨道试验飞行器(X-37B) |
| 1.2.3 过渡性试验飞行器(IXV) |
| 1.3 相关技术研究进展 |
| 1.3.1 再入制导技术 |
| 1.3.2 姿态控制技术 |
| 1.4 本文的主要研究内容 |
| 第二章 基于阻力加速度剖面的预测-校正制导方法 |
| 2.1 飞行器再入运动模型 |
| 2.1.1 再入三自由度运动方程 |
| 2.1.2 换极坐标系中的运动方程 |
| 2.2 飞行约束条件 |
| 2.2.1 飞行器再入走廊 |
| 2.2.2 控制量约束与终端约束 |
| 2.3 初始段制导方法 |
| 2.4 滑翔段制导方法 |
| 2.4.1 飞行轨迹预测 |
| 2.4.2 制导指令校正 |
| 2.5 仿真分析 |
| 2.5.1 标称条件下的仿真分析 |
| 2.5.2 蒙特卡洛打靶仿真分析 |
| 2.6 小结 |
| 第三章 基于倾侧角变化律的预测-校正制导方法 |
| 3.1 飞行约束条件的转换 |
| 3.1.1 倾侧角约束边界 |
| 3.1.2 平衡滑翔飞行特性分析 |
| 3.2 飞行轨迹预测 |
| 3.2.1 倾侧角变化律设计 |
| 3.2.2 平衡滑翔飞行保持 |
| 3.2.3 气动参数辨识 |
| 3.3 制导指令校正 |
| 3.3.1 模糊控制器 |
| 3.3.2 纵向制导指令校正 |
| 3.3.3 横向制导指令校正 |
| 3.4 仿真分析 |
| 3.4.1 标称条件下的仿真分析 |
| 3.4.2 蒙特卡洛打靶仿真分析 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 考虑航路点和禁飞区约束的预测-校正制导方法 |
| 4.1 航路点和禁飞区约束 |
| 4.2 多路径约束下的预测-校正制导方法 |
| 4.2.1 飞行轨迹预测 |
| 4.2.2 制导指令校正 |
| 4.2.3 仿真分析 |
| 4.3 基于最优参考轨迹的预测-校正制导方法 |
| 4.3.1 轨迹优化及特征点选取 |
| 4.3.2 分段预测-校正制导方法 |
| 4.3.3 仿真分析 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 混合执行机构飞行器姿态预测控制方法 |
| 5.1 飞行器姿态运动模型 |
| 5.2 基于ESO的预测控制方法 |
| 5.2.1 扩张状态观测器 |
| 5.2.2 姿态控制律 |
| 5.2.3 稳定性证明 |
| 5.3 基于PWPF调节器的控制分配方法 |
| 5.3.1 气动舵和RCS的控制分配 |
| 5.3.2 RCS开关机状态求解 |
| 5.4 仿真分析 |
| 5.4.1 姿态控制器仿真分析 |
| 5.4.2 控制分配方法仿真分析 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 飞行器再入六自由度运动仿真分析 |
| 6.1 飞行器六自由度运动仿真系统设计 |
| 6.2 飞行器六自由度运动仿真分析 |
| 6.2.1 常规任务仿真分析 |
| 6.2.2 着陆场变更任务仿真分析 |
| 6.2.3 执行机构故障任务仿真分析 |
| 6.2.4 蒙特卡洛打靶仿真分析 |
| 6.3 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 研究成果及主要创新点 |
| 7.1.1 论文研究成果 |
| 7.1.2 论文的主要创新点 |
| 7.2 研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 A 再入六自由度运动模型 |
| 附录 B 飞行器相关参数 |
（7）固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 数学模型 |
| 2 多约束制导设计 |
| 2.1 纵向轨迹规划 |
| 2.2 轨迹跟踪 |
| 3 侧向能量管理 |
| 4 仿真校验分析 |
| 4.1 仿真计算条件 |
| 4.2 考虑终端高度、角度约束 |
| 4.3 考虑终端高度、角度、速度约束 |
| 5 结论 |
（8）空间目标飞越式抵近观察制导方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 抵近观察技术发展现状 |
| 1.2.2 相关制导技术发展现状 |
| 1.2.3 研究意义 |
| 1.3 论文研究内容 |
| 1.3.1 主要内容 |
| 1.3.2 组织结构 |
| 第二章 抵近观察飞行器初制导方法研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基于速度增益制导的初制导方法 |
| 2.2.1 飞行器轨道动力学方程 |
| 2.2.2 闭路制导的基本原理 |
| 2.2.3 推力矢量方向的确定方法 |
| 2.2.4 飞行器需要姿态的计算 |
| 2.2.5 关机控制方法 |
| 2.3 数值仿真与精度分析 |
| 2.3.1 影响因素分析 |
| 2.3.2 精度分析 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 抵近观察飞行器中制导方法研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 基于状态方程线性化的中制导方法 |
| 3.2.1 线性化与状态转移矩阵 |
| 3.2.2 基本转移矩阵及其计算 |
| 3.2.3 修正速度增量的确定方法 |
| 3.2.4 考虑摄动影响时转移矩阵的求解 |
| 3.3 基于显式制导的中制导方法 |
| 3.3.1 二体假设下的中段轨道修正方法 |
| 3.3.2 考虑摄动影响时轨道修正方法 |
| 3.4 中制导修正策略设计与优化 |
| 3.4.1 摄动制导方法模型 |
| 3.4.2 误差影响分析 |
| 3.4.3 遗传算法优化策略 |
| 3.5 数值仿真与精度分析 |
| 3.5.1 基于状态方程线性化的中制导方法仿真 |
| 3.5.2 基于显式制导的中制导方法仿真 |
| 3.5.3 优化策略仿真分析 |
| 3.5.4 综合仿真精度分析 |
| 3.6 小结 |
| 第四章 抵近观察飞行器末制导方法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于视线转率的末制导方法 |
| 4.2.1 基本假设与坐标系转换 |
| 4.2.2 以视线转率为基本变量的比例导引 |
| 4.3 基于视线转率和测距信息的末制导方法 |
| 4.3.1 基于CW 方程末制导方法 |
| 4.3.2 观测点的相对运动解算 |
| 4.4 数值仿真与精度分析 |
| 4.4.1 方法误差仿真分析 |
| 4.4.2 单一误差对精度影响分析 |
| 4.4.3 综合仿真精度分析 |
| 4.5 小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（9）空间快速响应发射转移轨道设计与制导方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 缩略词说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 空间快速响应发射的研究背景 |
| 1.1.1 空间快速响应发射的内涵及典型应用 |
| 1.1.2 空间应用的深化是空间快速响应发射的推动力量 |
| 1.1.3 航天技术的发展是空间快速响应发射的技术基础 |
| 1.2 空间快速响应发射的研究概况 |
| 1.2.1 国外研究进展概况 |
| 1.2.2 国内研究进展概况 |
| 1.2.3 空间快速响应发射的关键技术分析 |
| 1.3 相关技术领域的国内外研究进展 |
| 1.3.1 航天器发射轨道设计 |
| 1.3.2 航天器发射制导方法 |
| 1.4 论文研究内容 |
| 1.4.1 研究目的与研究思路 |
| 1.4.2 论文主要内容与组织结构 |
| 1.4.3 主要创新点 |
| 第二章 空间快速响应发射转移轨道设计与优化 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 空间快速响应发射调相轨道设计方法 |
| 2.2.1 满足发射要求的地面等待时间 |
| 2.2.2 调相轨道设计 |
| 2.2.3 仿真分析 |
| 2.3 燃耗约束下两冲量最短时间转移轨道设计 |
| 2.3.1 始末点位置固定的最短时间转移轨道 |
| 2.3.2 满足相位约束的最短时间转移轨道 |
| 2.3.3 仿真分析 |
| 2.4 燃耗约束下四冲量最短时间转移轨道设计 |
| 2.4.1 四冲量轨道转移的数学模型 |
| 2.4.2 混合遗传算法设计 |
| 2.4.3 仿真分析 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 考虑地球扁率的转移轨道快速设计方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 用打靶法设计考虑地球扁率的转移轨道 |
| 3.2.1 轨道运动方程 |
| 3.2.2 两点边值问题求解 |
| 3.2.3 仿真分析 |
| 3.3 考虑地球扁率转移轨道设计的等时偏差迭代法 |
| 3.3.1 等时偏差迭代法的基本原理 |
| 3.3.2 奇异点分析 |
| 3.3.3 仿真分析 |
| 3.4 考虑地球扁率转移轨道设计的改进的等时偏差迭代法 |
| 3.4.1 初始轨道面内偏差的变化规律 |
| 3.4.2 改进的等时偏差迭代法的基本原理 |
| 3.4.3 仿真分析 |
| 3.5 奇异点的处理方法 |
| 3.6 小结 |
| 第四章 单星不调平台星光/惯性复合制导方法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 星光/惯性复合制导实现方案的分类 |
| 4.3 复合制导的数学模型 |
| 4.3.1 初始定位定向误差的影响分析 |
| 4.3.2 星敏感器的测量方程 |
| 4.3.3 复合制导的修正指标 |
| 4.4 最佳测星方位确定 |
| 4.4.1 信息等量压缩原理 |
| 4.4.2 只考虑初始定位定向误差时的最佳测星方位确定 |
| 4.4.3 考虑多种误差因素时的最佳测星方位确定 |
| 4.5 仿真分析 |
| 4.5.1 复合制导精度分析 |
| 4.5.2 最佳测星方位 |
| 4.6 小结 |
| 第五章 单星调平台星光/惯性复合制导方法研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 星敏感器测量方程 |
| 5.2.1 星光矢量在不同坐标系中的表示 |
| 5.2.2 相关坐标系间的关系 |
| 5.2.3 星敏感器的测量方程 |
| 5.3 平台基准偏差分析 |
| 5.3.1 初始对准误差与定向误差引起的平台基准偏差 |
| 5.3.2 初始定位误差引起的平台基准偏差 |
| 5.3.3 惯性器件误差引起的平台基准偏差 |
| 5.4 星光修正方程 |
| 5.4.1 运载火箭的关机点偏差 |
| 5.4.2 航天器入轨偏差的综合修正 |
| 5.4.3 仿真分析 |
| 5.5 最佳测星方位确定 |
| 5.5.1 优化指标与优化算法 |
| 5.5.2 仿真分析 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 空间快速响应发射转移轨道制导方法研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 空间快速响应发射转移轨道初制导方法 |
| 6.2.1 航天器轨道动力学方程 |
| 6.2.2 速度增益制导的基本原理 |
| 6.2.3 推力矢量方向的确定方法 |
| 6.2.4 航天器需要姿态的计算 |
| 6.2.5 关机控制方法 |
| 6.2.6 仿真分析 |
| 6.3 空间快速响应发射转移轨道末端制导方法 |
| 6.3.1 航天器运动方程 |
| 6.3.2 迭代制导方法 |
| 6.3.3 仿真分析 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 结束语 |
| 7.1 论文工作的总结 |
| 7.2 对未来研究工作的建议 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录A 主要常数 |
| 附录B 主要坐标系定义 |
| 附录C 攻读博士学位期间取得的研究成果 |
（10）固体弹道导弹鲁棒及自适应姿态控制系统设计研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 论文研究背景 |
| 1.2 鲁棒控制理论及在飞行控制中的应用 |
| 1.2.1 鲁棒控制理论发展概述 |
| 1.2.2 LMI的发展及应用于鲁棒控制 |
| 1.2.3 鲁棒控制理论在飞行控制中的应用 |
| 1.3 多目标进化算法及其控制应用 |
| 1.3.1 多目标进化算法发展概述 |
| 1.3.2 多目标进化算法在鲁棒控制中的应用 |
| 1.4 弹道导弹自适应姿控系统设计研究 |
| 1.4.1 飞行器实时参数估计概述 |
| 1.4.2 基于扩展卡尔曼滤波的参数估计 |
| 1.5 弹道导弹姿控系统计算机辅助设计研究 |
| 1.5.1 CSCAD技术的发展概述 |
| 1.5.2 导弹姿控系统CAD软件开发 |
| 1.6 论文主要创新点 |
| 1.7 论文内容和结构 |
| 第二章 弹道导弹姿态控制系统数学模型 |
| 2.1 导弹姿控系统的结构和特征 |
| 2.1.1 导弹姿控系统的结构 |
| 2.1.2 导弹姿态控制的一般特征 |
| 2.2 导弹姿态运动数学模型的建立 |
| 2.2.1 刚体小扰动俯仰运动方程 |
| 2.2.2 弹性振动方程 |
| 2.3 姿控系统传递函数及状态空间模型 |
| 2.3.1 开环设计对象传递函数模型 |
| 2.3.2 开环设计对象状态空间模型 |
| 2.4 导弹姿态运动稳定性分析 |
| 2.4.1 刚体运动稳定性分析 |
| 2.4.2 弹性振动稳定性分析 |
| 2.5 导弹姿控系统设计的性能指标 |
| 2.5.1 稳定性指标 |
| 2.5.2 精度指标 |
| 2.5.3 动态性能指标 |
| 2.5.4 抗干扰指标 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 弹道导弹鲁棒姿控系统设计研究 |
| 3.1 导弹姿控系统设计的鲁棒性要求 |
| 3.1.1 姿控设计对象的模型不确定性 |
| 3.1.2 鲁棒性指标 |
| 3.2 导弹鲁棒姿控系统的性能描述 |
| 3.2.1 反馈控制系统的一般性质 |
| 3.2.2 H_∞范数指标与权函数的选取 |
| 3.3 H_∞标准问题的LMI求解 |
| 3.3.1 H_∞标准问题 |
| 3.3.2 H_∞标准问题的LMI解 |
| 3.4 导弹鲁棒姿控系统设计 |
| 3.4.1 混合灵敏度方法 |
| 3.4.2 回路成形法 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 弹道导弹姿控系统多目标进化优化设计 |
| 4.1 进化算法在控制工程中的应用 |
| 4.1.1 进化算法控制应用的特点和范围 |
| 4.1.2 控制系统的多目标进化优化设计 |
| 4.2 多目标进化算法NSGA-II |
| 4.2.1 多目标优化问题的描述 |
| 4.2.2 NSGA-II的算法原理 |
| 4.3 导弹鲁棒姿控系统的多目标进化优化设计 |
| 4.3.1 控制系统设计转化为多目标优化问题 |
| 4.3.2 导弹姿控系统设计转化为多目标优化问题 |
| 4.4 导弹姿控系统多目标进化优化设计实例 |
| 4.4.1 一级飞行段最大动压时刻 |
| 4.4.2 二级飞行段起控时刻 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 弹道导弹自适应姿控系统设计研究 |
| 5.1 导弹弹性振动的模型不确定性和幅值稳定 |
| 5.1.1 弹性振动的模型不确定性 |
| 5.1.2 弹性模态的陷阱滤波器幅值稳定 |
| 5.2 扩展卡尔曼滤波算法 |
| 5.2.1 卡尔曼滤波算法 |
| 5.2.2 扩展卡尔曼滤波算法 |
| 5.3 基于扩展卡尔曼滤波的弹性模态参数估计 |
| 5.3.1 扩展卡尔曼滤波进行参数估计的原理 |
| 5.3.2 导弹弹性振动参数估计模型 |
| 5.3.3 导弹弹性振动参数估计的算法 |
| 5.4 自适应姿控系统仿真试验 |
| 5.4.1 自适应姿控系统Simulink仿真模型 |
| 5.4.2 一级飞行段仿真结果 |
| 5.4.3 二级飞行段仿真结果 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 弹道导弹姿控系统计算机辅助设计研究 |
| 6.1 ACSCAD软件的功能结构以及图形界面 |
| 6.1.1 ACSCAD软件的功能结构 |
| 6.1.2 ACSCAD软件的图形界面 |
| 6.2 导弹六自由度仿真的数学模型 |
| 6.2.1 六自由度仿真建模的特点 |
| 6.2.2 常用坐标系的定义及转换 |
| 6.2.3 动力学方程 |
| 6.2.4 姿控系统回路 |
| 6.2.5 制导系统回路 |
| 6.2.6 非线性姿控系统 |
| 6.3 导弹六自由度仿真的Simulink建模 |
| 6.3.1 导弹六自由度仿真总体结构 |
| 6.3.2 六自由度仿真典型子系统建模 |
| 6.4 使用ACSCAD软件的姿控系统设计实例 |
| 6.4.1 某导弹姿控系统设计结果 |
| 6.4.2 导弹起飞漂移六自由度仿真分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在攻读博士期间取得的学术成果 |
四、闭路制导下提高姿态控制精度方案研究（论文参考文献）
- [1]一种闭路制导下提高姿态控制精度的方法[J]. 骆银,王晓芳. 西北工业大学学报, 2021(S1)
- [2]重复使用运载器制导与控制技术综述[J]. 宋征宇,蔡巧言,韩鹏鑫,王聪,潘豪,张广春,李栩进. 航空学报, 2021(11)
- [3]导弹/火箭制导、导航与控制技术发展与展望[J]. 马卫华. 宇航学报, 2020(07)
- [4]远程火箭发射初态误差传播及影响特性研究[D]. 郑旭. 哈尔滨工业大学, 2018(01)
- [5]基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法[J]. 王勇,张艳,薛辉,李延军,檀朋硕. 导弹与航天运载技术, 2017(06)
- [6]天地往返飞行器再入预测-校正制导与姿态控制方法研究[D]. 王涛. 国防科技大学, 2017(02)
- [7]固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究[J]. 陈思远,夏群利,李然. 系统工程与电子技术, 2016(08)
- [8]空间目标飞越式抵近观察制导方法研究[D]. 田野. 国防科学技术大学, 2010(03)
- [9]空间快速响应发射转移轨道设计与制导方法研究[D]. 张洪波. 国防科学技术大学, 2009(04)
- [10]固体弹道导弹鲁棒及自适应姿态控制系统设计研究[D]. 姚红. 国防科学技术大学, 2006(05)