导读:本文包含了预测制导论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:遗传算法,ARMA模型,制导弹药,技术状态
预测制导论文文献综述
张毅,马长刚,张国豪[1]（2019）在《基于GA和ARMA模型的制导弹药技术状态预测》一文中研究指出针对定期检测判断制导弹药技术状态影响弹药寿命和实时性较差的问题,提出了基于遗传算法(GA)优化的自回归与移动平均(ARMA)模型制导弹药技术状态预测方法。在获取到制导弹药状态特征量历史检测数据的基础上,采用遗传算法对ARMA模型的阶数进行优化,通过实例将遗传算法优化后的ARMA模型与经典ARMA模型的预测结果进行比较分析,结果表明,经过优化后的ARMA模型具有更好的预测效果。该方法提高了制导弹药技术状态确定的实时性,对降低、消除制导弹药故障危害具有实际意义。(本文来源于《海军航空工程学院学报》期刊2019年04期）
胡军[2]（2019）在《自适应预测制导:一种统一的制导方法》一文中研究指出介绍原创的自适应预测制导方法,包括自适应全数值轨迹预测方法,一种时变动态控制增益变换方法,一种一阶特征模型的自适应控制方法,自适应双环制导方法,标称轨迹自适应纵向和横向制导方法,以及约束预判与峰值控制等,给出实际飞行应用情况,以及推广应用和截至目前的应用研究领域.(本文来源于《空间控制技术与应用》期刊2019年04期）
史恒,朱纪洪[3]（2019）在《主动防御的最优预测协同制导律研究》一文中研究指出飞行器面对来袭导弹威胁时,可通过主动发射防御导弹的方式确保自身安全,这种方式称为主动防御.针对主动防御任务中传统制导律性能较差的问题,本文基于预测制导思想提出了一种高效的叁维制导策略.建立了飞行器载机、来袭导弹和防御导弹的叁维相对运动学模型,将迭代计算与经典制导律相结合,可对预期拦截点进行实时预测,并将其设定为虚拟目标,再设计制导律对虚拟目标实施追踪.预测制导策略建立在将高速来袭目标转化为低速虚拟目标的思想上,从而提高了拦截性能.通过非线性模型的数值仿真,验证了在应对机动的来袭导弹时,主动防御预测制导律相对于此前的方法所需的制导过载更小,脱靶量更小,制导能量损耗更小,拦截包线更大.(本文来源于《空间控制技术与应用》期刊2019年04期）
周聪,闫晓东,唐硕[4]（2019）在《圆弧预测变系数显式拦截中制导》一文中研究指出为了满足临近空间机动目标拦截中制导预测和多约束要求,设计了一种基于圆弧预测的变系数显式拦截中制导方法。首先针对临近空间目标滑翔段飞行特性,提出了基于圆弧的几何目标预测方法,将目标机动轨迹近似为圆弧,通过多个间隔时刻的目标位置确定圆弧参数,依据圆弧预测轨迹估计剩余飞行时间,并以当前速度递推预测拦截点状态,进而推导了叁维角约束显式制导律。在此基础上,通过在性能指标中构建动压权重函数,以飞行动压近似可用过载变化,设计了变系数显式制导律,实现了制导增益的自适应更新,从而可以使得需用过载在飞行全程中合理分配,满足可用过载约束。最后结合圆弧预测和变系数显式制导,实现了对机动目标的预测拦截。仿真结果表明所提方法具有较好的目标预测精度,而且可以满足终端交会角以及可用过载约束。(本文来源于《航空学报》期刊2019年10期）
彭玉明[5]（2019）在《火星气动捕获预测制导算法研究》一文中研究指出制动捕获是火星环绕探测的关键动作,如何耗费更低的推进剂且能够安全、快速地实现捕获是未来大型火星探测任务必须解决的问题之一。气动捕获充分利用了火星大气的减速作用,降低了推进剂需求,缩短了飞行时间,有望顺利解决上述难题。高效、精确、鲁棒性强的制导算法是实施气动捕获的关键。本文以未来的火星取样返回、载人登陆火星等任务为背景,面向工程应用需求,深入研究了基于升力控制、连续阻力控制和离散阻力控制叁种不同类型探测器的气动捕获制导策略,提出了相应的解析预测制导算法,并进行仿真分析与验证。研究中通过适当的假设与近似,建立了叁自由度质点动力学模型,用于分析探测器在气动捕获过程中的动态特性和解析制导算法推导。为了充分体现大气密度变化对气动捕获制导算法的影响,根据实测数据统计特征,构造了时变大气密度误差模型。通过分析升力和阻力控制模式的控制变量和捕获走廊特征,掌握了气动捕获的运动模态和飞行特性。在基于升力控制的气动捕获制导算法研究中,将气动捕获过程划分为初始进入、平衡滑翔和飞出叁个阶段,针对每个阶段的运动特征分别提出了相应的制导策略:在初始进入段,控制饱和现象严重,控制变量保持常值;在平衡滑翔段,通过反馈控制维持平衡滑翔状态;在飞出段,维持固定的高度变化率。在此基础上,分析了切换速度对制导精度的影响,提出了速度阈值自适应切换方法,将飞行路径角过零作为切换点,实现高动态条件下的鲁棒制导与控制。在基于连续阻力控制的气动捕获制导算法研究中,分析了连续阻力控制模式下探测器基本运动特征,发现了飞行路径角与飞行速度之间相对固定的对应关系,提出了利用分段线性函数近似逼近的方法,建立了飞行路径角与飞行速度之间的解析表达式,实现了末端飞出状态的解析预测,解决了连续阻力控制模式下的解析预测制导问题。通过与数值预测制导、阻力跟踪制导等算法的比较,验证了所提出算法的有效性。在基于离散阻力控制的气动捕获制导算法研究中,通过状态变换与近似假设,将动力学方程变换成经典的Yaroshevskii's方程,利用Poincare-Lindstedt方法求解,得到了常值弹道系数情况下的零阶、一阶和二阶解析解,在此基础上推导形成了分段离散弹道系数的解析形式,并提出了分段可变弹道系数的解析预测制导律。为了解决工程应用中状态变量不可测或测量精度差的问题,借鉴火星着陆器自适应开伞算法的设计思路,提出了仅依靠阻力测量数据的预测制导方法。通过蒙特卡洛仿真离线确定固定时刻阻力加速度与速度增量的对应关系,在线根据阻力加速度实测值进行切换时刻的动态调整,具有硬件设施简单、计算负担小等优点。(本文来源于《南京大学》期刊2019-05-31）
唐青原,王晓磊[6]（2019）在《基于全系数自适应预测校正算法的火星气动捕获制导研究》一文中研究指出实现火星气动捕获制导对未来的返回式火星探测任务具有重大意义.针对火星大气环境密度不确定性大,大气接口初始条件不确定性大等问题,提出并分析比较了两类基于全系数自适应预测校正算法的火星气动捕获制导方法.其中第一类算法分为建立在以远拱点速度半径为控制输出和远拱点变轨速度增量为控制输出两种,另一类算法则是通过跟踪标称气动轨道的半长轴变化率实现制导目标.文章给出了以上叁种算法建立的过程,并通过数学仿真验证比较了各个算法的特性,分析结果表明,基于全系数及适应预测校正算法的火星气动捕获方法在保证制导精度的前提下可以提高对环境及初始条件不确定性的鲁棒性.(本文来源于《系统科学与数学》期刊2019年05期）
唐青原,王晓磊[7]（2019）在《一种适用于火星气动捕获的自适应预测制导算法》一文中研究指出火星探测捕获制动需要的速度增量大,制动消耗燃料多,因此针对火星大气密度低、大气不确定性强等问题,提出一种基于解析及自适应预测校正结合的分段式气动捕获制导算法,实现无人钝头体飞行器由双曲线接近段轨道到目标停泊椭圆轨道的轨道转移.考虑到多约束条件,将制导算法分为高度数值预测校正-高度保持-入轨控制3个阶段,其中第叁阶段使用基于一阶特征模型的全系自适应预测校正算法.该方法利用施加控制量的时间与最终半长轴改变量的关系形成动态输入变换,以抵消该系统一阶特征模型输入输出间巨大的动态增益.仿真结果表明,该算法即可满足一定的多约束条件,同时能够克服较强的初始条件不确定性和环境不确定性,具有较强的鲁棒性.(本文来源于《空间控制技术与应用》期刊2019年02期）
查颖,郭杰,洪海超,唐胜景[8]（2019）在《基于可变终端时间模型预测静态规划的制导律设计》一文中研究指出为了实现导弹以期望落角击中目标,使毁伤程度达到最大,同时解决原始模型预测静态规划(MPSP)方法固定终端时间限制的问题,基于新型的MPSP扩展方法,提出了一种可变终端时间的叁维非线性次优制导律。通过推导终端输出误差与终端时间误差和控制量误差之间的关系,并在目标函数中引入终端时间误差,建立了控制量误差和终端时间误差的静态优化框架。利用经典比例导引法得到初始猜测控制量,并采用新型MPSP方法对控制量迭代更新,直至满足一定的落角约束,同时使得控制能量最小。仿真结果表明,基于可变终端时间的MPSP制导方法能满足末端的位置与落角约束,优化控制量,同时具有计算效率较高的特点。(本文来源于《飞行力学》期刊2019年01期）
钟扬威,王良明,国晨,叶昌,史祥鹏[9]（2018）在《旋转稳定二维弹道修正弹落点预测制导方法研究》一文中研究指出针对旋转稳定二维弹道修正弹的落点预测制导方法设计问题,提出了一种通过两次落点预测修正一次弹道的制导方案。研究了固定舵产生阶跃激励时弹丸的攻角、速度方向及落点运动规律,得出了落点修正量的相位角较固定舵滚转角超前一个前置角。提出了通过两次落点预测获得修正落点偏差所需的固定舵滚转角的方法:第1次无控落点预测得到目标点与实际落点的偏差方位角,第2次有控落点预测得到落点修正量的相位角相对于固定舵滚转角的前置角。仿真结果表明,落点预测制导具有较好的落点修正效果。研究结果对该类弹丸的制导方法设计提供了参考。(本文来源于《火炮发射与控制学报》期刊2018年03期）
王肖,唐胜景,祁帅,郭杰[10]（2018）在《带终端高度约束的再入预测校正制导》一文中研究指出针对高超声速飞行器再入制导问题,提出了一种基于倾侧角剖面并能严格约束终端高度的预测校正制导方法。首先分析了倾侧角剖面对终端航程、高度的影响,指出终端航程与高度可能存在的不匹配问题。针对传统算法仅能保证终端航程、能量约束的问题,设计了一种分段线性倾侧角剖面。通过合理地设计倾侧角剖面初始、终端值保证了高度约束,并以航程误差预测校正倾侧角剖面保证航程约束。侧向制导通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果验证了该算法对于解决终端航程与高度约束不匹配问题的有效性。(本文来源于《战术导弹技术》期刊2018年04期）
预测制导论文开题报告
（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：
介绍原创的自适应预测制导方法,包括自适应全数值轨迹预测方法,一种时变动态控制增益变换方法,一种一阶特征模型的自适应控制方法,自适应双环制导方法,标称轨迹自适应纵向和横向制导方法,以及约束预判与峰值控制等,给出实际飞行应用情况,以及推广应用和截至目前的应用研究领域.
（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。
预测制导论文参考文献
[1].张毅,马长刚,张国豪.基于GA和ARMA模型的制导弹药技术状态预测[J].海军航空工程学院学报.2019
[2].胡军.自适应预测制导:一种统一的制导方法[J].空间控制技术与应用.2019
[3].史恒,朱纪洪.主动防御的最优预测协同制导律研究[J].空间控制技术与应用.2019
[4].周聪,闫晓东,唐硕.圆弧预测变系数显式拦截中制导[J].航空学报.2019
[5].彭玉明.火星气动捕获预测制导算法研究[D].南京大学.2019
[6].唐青原,王晓磊.基于全系数自适应预测校正算法的火星气动捕获制导研究[J].系统科学与数学.2019
[7].唐青原,王晓磊.一种适用于火星气动捕获的自适应预测制导算法[J].空间控制技术与应用.2019
[8].查颖,郭杰,洪海超,唐胜景.基于可变终端时间模型预测静态规划的制导律设计[J].飞行力学.2019
[9].钟扬威,王良明,国晨,叶昌,史祥鹏.旋转稳定二维弹道修正弹落点预测制导方法研究[J].火炮发射与控制学报.2018
[10].王肖,唐胜景,祁帅,郭杰.带终端高度约束的再入预测校正制导[J].战术导弹技术.2018