天基對地打擊武器軌道規(guī)劃與制導(dǎo)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(shí)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(yīng)用與科技進(jìn)步——發(fā)展天基對地打擊技術(shù)的理論和實(shí)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(jìn)展
1.2.3  軌道規(guī)劃與制導(dǎo)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(jī)動平臺
2.1.1  戰(zhàn)略需求
2.1.2  系統(tǒng)組成與任務(wù)特點(diǎn)
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(shè)計(jì)方案
3.1  飛行器在慣性空間的軌道運(yùn)動方程
3.2  軌道優(yōu)化方法及驗(yàn)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(yàn)證
3.3  橫程最大打擊軌道優(yōu)化設(shè)計(jì)
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(shí)間最短打擊軌道優(yōu)化設(shè)計(jì)
3.4.1  基于時(shí)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(shè)計(jì)
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(biāo)系下的時(shí)間最短打擊問題
4.1.1  地固坐標(biāo)系下的運(yùn)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(luò)的初值預(yù)測
4.2.2  軌道預(yù)報(bào)的快速數(shù)值算法
4.2.3  仿真驗(yàn)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(yàn)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(yù)測制導(dǎo)技術(shù)
5.1  再入段干擾對落點(diǎn)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(shí)彈道參數(shù)的解析解
5.2.1  彈道參數(shù)的近似計(jì)算
5.2.2  解析偏差分析及改進(jìn)
5.3  解析預(yù)測制導(dǎo)方法
5.3.1  制導(dǎo)邏輯設(shè)計(jì)
5.3.2  仿真驗(yàn)證
5.3.3  制導(dǎo)參數(shù)選擇與制導(dǎo)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(shè)計(jì)與制導(dǎo)
6.1  制動點(diǎn)與制動速度的確定
6.1.1  固定時(shí)間轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)
6.1.2  最小能量轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)
6.2  有限推力制導(dǎo)
6.2.1  按制動速度關(guān)機(jī)的制導(dǎo)方案
6.2.2  考慮^項(xiàng)攝動的制導(dǎo)方案
6.2.3  關(guān)機(jī)點(diǎn)參數(shù)對制導(dǎo)效果的影響
6.2.4  耗盡關(guān)機(jī)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(dǎo)
7.1  飛行器再人數(shù)學(xué)模型與初步分析
7.1.1  采用相對參數(shù)描述的再入運(yùn)動方程
7.1.2  再入走廊分析及其確定
7.1.3  飛行方案設(shè)計(jì)
7.2  再入軌道在線規(guī)劃與跟蹤制導(dǎo)技術(shù)
7.2.1  初始下降段設(shè)計(jì)
7.2.2  偽平衡滑翔段設(shè)計(jì)
7.2.3  再入機(jī)動側(cè)向制導(dǎo)
7.2.4  仿真驗(yàn)證與分析
7.3  末修段軌道設(shè)計(jì)與制導(dǎo)方案
7.3.1  末修段軌道設(shè)計(jì)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(yàn)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(dǎo)技術(shù)
8.1  導(dǎo)引段數(shù)學(xué)模型
8.1.1  導(dǎo)彈的質(zhì)心運(yùn)動方程
8.1.2  相對運(yùn)動方程
8.1.3  滿足落角約束的最優(yōu)導(dǎo)引律
8.2  自適應(yīng)比例導(dǎo)引律
8.2.1  基于彈道方程的比例導(dǎo)引律
8.2.2  實(shí)現(xiàn)垂直打擊的制導(dǎo)邏輯設(shè)計(jì)
8.2.3  導(dǎo)引系數(shù)自適應(yīng)更新
8.3  準(zhǔn)滑模變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律
8.3.1  滿足落角約束的準(zhǔn)滑模變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律
8.3.2  制導(dǎo)參數(shù)對制導(dǎo)效果的影響
8.3.3  制導(dǎo)參數(shù)離線優(yōu)化與敏感性分析
8.4  “最優(yōu)-魯棒”復(fù)合導(dǎo)引律
8.4.1  俯沖平面內(nèi)的導(dǎo)引方程
8.4.2  轉(zhuǎn)彎平面內(nèi)的導(dǎo)引方程
8.4.3  基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的切換項(xiàng)增益調(diào)節(jié)
8.5  各種制導(dǎo)律的性能比較
8.6  小結(jié)
附錄A  飛行器運(yùn)動微分方程的無量綱化處理
附錄B  絕對運(yùn)動參數(shù)、相對運(yùn)動參數(shù)與軌道參數(shù)的轉(zhuǎn)換
附錄C  時(shí)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(biāo)系及轉(zhuǎn)換關(guān)系
附錄F  CAV-L模型參數(shù)
附錄G  導(dǎo)引段運(yùn)動參數(shù)與再入段運(yùn)動參數(shù)的轉(zhuǎn)換關(guān)系
參考文獻(xiàn)