天基對地打擊武器軌道規(guī)劃與制導技術(shù)

第一章  緒論
1.1  天基對地打擊技術(shù)的背景需求
1.1.1  空間戰(zhàn)略的形成——人類步入航天時代的必然產(chǎn)物
1.1.2  優(yōu)勢來自空間——發(fā)展天基對地打擊技術(shù)的直接原因
1.1.3  推動軍事應用與科技進步——發(fā)展天基對地打擊技術(shù)的理論和實踐意義
1.2  天基對地打擊技術(shù)的發(fā)展概況
1.2.1  天基對地打擊武器的發(fā)展概況
1.2.2  軌道優(yōu)化理論的研究進展
1.2.3  軌道規(guī)劃與制導技術(shù)研究綜述
第二章  天基對地打擊武器的基本概念
2.1  通用空間機動平臺
2.1.1  戰(zhàn)略需求
2.1.2  系統(tǒng)組成與任務特點
2.1.3  所涉及的關(guān)鍵技術(shù)
2.2  天基對地打擊動能武器
2.2.1  發(fā)展需求
2.2.2  武器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)
2.2.3  作戰(zhàn)流程分析
2.3  軌道轟炸飛行器
2.3.1  發(fā)展需求
2.3.2  武器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)
2.3.3  作戰(zhàn)流程分析
2.4  小結(jié)
第三章天基對地打擊動能武器軌道優(yōu)化設計方案
3.1  飛行器在慣性空間的軌道運動方程
3.2  軌道優(yōu)化方法及驗證
3.2.1  最優(yōu)控制問題的一般描述
3.2.2  軌道優(yōu)化算法分析
3.2.3  優(yōu)化算法的仿真驗證
3.3  橫程最大打擊軌道優(yōu)化設計
3.3.1  基于橫程最大的最優(yōu)控制問題
3.3.2  軌道優(yōu)化仿真
3.3.3  對地覆蓋分析
3.4  時間最短打擊軌道優(yōu)化設計
3.4.1  基于時間最短的最優(yōu)控制問題
3.4.2  軌道優(yōu)化仿真
3.4.3  控制變量的象限確定
3.5  燃料最省打擊軌道優(yōu)化設計
3.5.1  基于燃料最省的最優(yōu)控制問題
3.5.2  軌道優(yōu)化仿真
3.5.3  過渡段劃分模式的影響
3.6  小結(jié)
第四章  天基對地打擊動能武器軌道快速生成技術(shù)
4.1  地固坐標系下的時間最短打擊問題
4.1.1  地固坐標系下的運動方程
4.1.2  最優(yōu)控制問題描述
4.2  軌道快速生成的間接方法
4.2.1  基于BP神經(jīng)網(wǎng)絡的初值預測
4.2.2  軌道預報的快速數(shù)值算法
4.2.3  仿真驗證與分析
4.3  軌道快速生成的直接方法
4.3.1  Legendre偽譜法的基本原理
4.3.2  軌道分段生成與參考軌道確定
4.3.3  仿真驗證與分析
4.4  小結(jié)
第五章  天基對地打擊動能武器再入解析預測制導技術(shù)
5.1  再入段干擾對落點精度的影響
5.1.1  再入初始狀態(tài)偏差
5.1.2  彈頭特性參數(shù)偏差
5.1.3  大氣擾動
5.2  零攻角再入時彈道參數(shù)的解析解
5.2.1  彈道參數(shù)的近似計算
5.2.2  解析偏差分析及改進
5.3  解析預測制導方法
5.3.1  制導邏輯設計
5.3.2  仿真驗證
5.3.3  制導參數(shù)選擇與制導性能分析
5.4  小結(jié)
第六章  軌道轟炸飛行器過渡段軌道設計與制導
6.1  制動點與制動速度的確定
6.1.1  固定時間轉(zhuǎn)移軌道設計
6.1.2  最小能量轉(zhuǎn)移軌道設計
6.2  有限推力制導
6.2.1  按制動速度關(guān)機的制導方案
6.2.2  考慮^項攝動的制導方案
6.2.3  關(guān)機點參數(shù)對制導效果的影響
6.2.4  耗盡關(guān)機下的能量管理
6.3  小結(jié)
第七章  軌道轟炸飛行器再入段軌道在線規(guī)劃與跟蹤制導
7.1  飛行器再人數(shù)學模型與初步分析
7.1.1  采用相對參數(shù)描述的再入運動方程
7.1.2  再入走廊分析及其確定
7.1.3  飛行方案設計
7.2  再入軌道在線規(guī)劃與跟蹤制導技術(shù)
7.2.1  初始下降段設計
7.2.2  偽平衡滑翔段設計
7.2.3  再入機動側(cè)向制導
7.2.4  仿真驗證與分析
7.3  末修段軌道設計與制導方案
7.3.1  末修段軌道設計的幾何方法
7.3.2  基于動態(tài)逆的軌道跟蹤控制
7.3.3  仿真驗證與分析
7.4  小結(jié)
第八章  軌道轟炸飛行器載荷釋放后的精確制導技術(shù)
8.1  導引段數(shù)學模型
8.1.1  導彈的質(zhì)心運動方程
8.1.2  相對運動方程
8.1.3  滿足落角約束的最優(yōu)導引律
8.2  自適應比例導引律
8.2.1  基于彈道方程的比例導引律
8.2.2  實現(xiàn)垂直打擊的制導邏輯設計
8.2.3  導引系數(shù)自適應更新
8.3  準滑模變結(jié)構(gòu)導引律
8.3.1  滿足落角約束的準滑模變結(jié)構(gòu)導引律
8.3.2  制導參數(shù)對制導效果的影響
8.3.3  制導參數(shù)離線優(yōu)化與敏感性分析
8.4  “最優(yōu)-魯棒”復合導引律
8.4.1  俯沖平面內(nèi)的導引方程
8.4.2  轉(zhuǎn)彎平面內(nèi)的導引方程
8.4.3  基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡的切換項增益調(diào)節(jié)
8.5  各種制導律的性能比較
8.6  小結(jié)
附錄A  飛行器運動微分方程的無量綱化處理
附錄B  絕對運動參數(shù)、相對運動參數(shù)與軌道參數(shù)的轉(zhuǎn)換
附錄C  時間最短打擊問題最優(yōu)解的數(shù)據(jù)樣本
附錄D  轉(zhuǎn)移軌道需要速度與末速度的證明
附錄E  常用坐標系及轉(zhuǎn)換關(guān)系
附錄F  CAV-L模型參數(shù)
附錄G  導引段運動參數(shù)與再入段運動參數(shù)的轉(zhuǎn)換關(guān)系
參考文獻