针对红外成像制导末端目标图像充满导引头视场影响目标识别跟踪的问题，提出一种红外成像制导末端局部图像识别跟踪的方法。分析了红外成像制导原理；选取了高亮区比例、灰度标准偏差、长宽比、紧凑度和复杂度等5个特征量作为特征提取和目标识别的依据，提出适合导弹的目标快速识别算法；通过计算红外成像制导末端目标图像，在导引头焦平面上的投影面积的变化情况，分析了弹目距离与相对速度对目标图像变化情况的影响，研究了形心跟踪到局部图像跟踪的转换时机。综合考虑了可靠性和实时性要求，选取飞机机头作为局部图形跟踪的跟踪点；搭建红外成像制导仿真场景，对所提出的方法进行仿真分析。仿真结果表明：该方法能够有效地识别图像中的目标，减小红外成像导引头跟踪盲区，实现红外成像制导末端的平稳跟踪。

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题，提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC），能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法，通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正；侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑，实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡，导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明，在多种扰动和误差存在的情况下，该制导方法具有良好的鲁棒性。

针对滑翔制导炮弹控制系统存在不确定内、外扰动以及舵偏指令响应滞后情况下的过载跟踪问题，基于自抗扰控制技术,设计了非线性自抗扰过载跟踪控制器。该控制器结构简单，计算量小，需调整参数少。数值仿真结果表明：该自抗扰过载控制器可在强扰动和舵机响应延迟的情况下，使得输出过载精确有效地跟踪过载指令，具备良好的抗干扰能力；并且舵控指令从0缓慢变化，有效地减缓了舵机的控制负担。该控制器对较大范围内的气动参数和舵机时间常数的摄动具备较强的适应性和鲁棒性，可为滑翔制导炮弹的控制系统设计提供一定的参考依据。

激光驾束制导是一种重要制导方式，制导仪激光信息场的质量直接影响导弹制导精度。为实现快速、直观地评价激光信息场质量，提出一种基于信息场光斑图像的快速测试与处理方法。在内外场快速搭建测试系统，并对系统进行标定；基于漫反射低照度瞬态成像原理，利用低照度相机拍摄制导仪激光束，得到直观的条纹状光斑图像；通过快速图像处理技术，计算光斑尺寸、光斑中心、条纹亮度等参数来评价制导仪光轴稳定性、信息场能量均匀性等技术指标。试验结果表明：该测试方法可得到激光信息场的条纹状图像，实现对制导仪性能的快速检测，测试精度1.8 mm，处理时间0.35 s.

单一雷达制导的空地导弹在攻击地面群目标时，往往因为末制导阶段雷达导引头不能锁定单一目标而导致攻击失败。针对该问题，提出一种雷达与红外复合制导方法。建立四波束天线雷达导引头模型和六辐射计红外导引头模型，设计一套包含雷达单独制导、雷达与红外共同制导和红外单独制导3个阶段的雷达与红外复合制导方案，实现空地导弹对地面群目标攻击过程的仿真。以导引头误差角、导弹过载以及脱靶量为指标，对比分析单一雷达制导模式和复合制导模式下的攻击效果。仿真结果表明，在目标数量较多的情况下，相对于单一制导模式，复合制导模式下的导弹过载更稳定，命中率更高。

基于剩余飞行时间的指数函数构建了扩展的权函数和目标函数,引入常值机动目标,利用最优控制理论,扩展得到最优弹道成型制导律簇。针对无制导动力学滞后的制导系统,利用施瓦茨不等式,求解得到了在初始位置误差、方向误差、目标常值机动及终端落角约束作用下的制导律加速度指令解析解。分析指出,当罚函数中剩余飞行时间的指数大于0 时,加速度指令在弹道末端趋近于0. 利用无量纲化方法和伴随法,研究了含有一阶动力学滞后的制导系统在初始方向误差和终端落角约束作用下的无量纲位置和角度脱靶量特性。结果表明:当末导时间为制导系统动力学滞后时间常数的15 倍左右时,落角约束、初始方向误差引起的位置和角度脱靶量均趋近于0;且初始方向误差角和终端落角方向相反时的位置和角度脱靶量要小于二者同号时的情况。

对网络化导弹的协同攻击问题进行了带命中落角约束和攻击时间约束的协同偏置比例导引律研究。对单枚导弹给出了带命中落角约束的偏置比例导引律，并推导出了对应的导弹剩余攻击时间的估算表达式。针对网络化导弹系统,根据各导弹的剩余攻击时间之差对偏置比例导引律中的比例系数进行调节，设计得到了同时满足命中落角和攻击时间约束的协同偏置比例导引律，进一步从理论上证明了该导引律能够使多枚导弹的攻击时间趋于一致。网络化导弹制导系统数学仿真实验结果表明，协同偏置比例导引律及剩余攻击时间估算方法是有效和正确的。

迎击拦截是拦截问题中常见的一种制导方式。为提高拦截器的末制导精度，基于变结构控制设计零化视线角速率的变结构制导律是一种典型方法。对高速目标的迎击拦截出现相对速度过大，目标机动能力引起的导引初段需用过载过大的问题，应用模糊控制设计制导律的导航项及变结构项系数随剩余导引时间变化的策略以延长系统进入滑模面的时间，使系统进入滑模面的同时有效减小末制导初段的控制量。建模及仿真结果显示，该制导律在使视线角速率收敛的同时显著地减小了导引初段的需用过载，验证了该方法的有效性及对传统比例导引律的优越性。

针对测量信息受限的远程制导炮弹精确末制导问题，提出了一种基于滑模观测器的变结构鲁棒控制方法，依据Lyapunov稳定性理论证明了其有效性；应用所提出的方法设计了一种两回路一体化导引控制律。考虑弹体短周期动力学特性及舵回路1阶动力学滞后，视气动参数偏差与目标机动为有界不确定项，建立了两回路导引控制一体化设计模型。外环以零化视线角速率为目标，生成虚拟俯仰角速率指令；内环确保实际俯仰角速率跟踪到外环给出的指令。仿真结果表明，在测量信息受限、存在气动参数偏差和目标机动不确定的条件下，所提出的导引控制一体化设计方法具有高命中精度和良好的过载特性。

针对制导弹药空间狭窄和发射过载高的环境特点, 提出了一种基于微机电系统 (MEMS)惯性器件的嵌入式一体化抗高过载微惯性测量单元(MEMS-IMU) 结构设计方法。在分析 MEMS-IMU结构设计原则和要求基础上,设计加工了MEMS-IMU 结构并研制了惯性测量系统。该 MEMS-IMU通过合理利用空间,极大地减小了体积和重量,同时采用一次性嵌入式的设计与加工方法,以及特殊的灌封材料与工艺,显著提高了结构的抗高过载性能。有限元分析结果表明该结构力学性能良好,马歇特落锤试验和地面炮击试验结果也表明该结构可满足制导弹药对MEMS-IMU 的小体积和抗高过载等要求。

为提高对未知目标的拦截能力，基于博弈理论，研究了一种由水下拦截器和我方舰艇协同防卫来袭目标的微分制导策略。该策略在三方对策关系基础上，结合视线指令构造协同约束，建立三方自导约束模型，以终端脱靶量和最小能量为性能指标进行协同对策制导律设计。利用伴随原理解决终端问题方法导出具有反馈控制的“零效脱靶量”，并以滚动时域法对制导参数进行实时预测。通过对可捕获条件下不同制导方式来袭目标的拦截仿真表明：在相同条件下，该制导策略弹道性能良好，不受目标机动形式的限制，具有较强的鲁棒性和稳定性。

基于Radau伪谱法求解最优控制问题的原理，研究了滑翔型制导炸弹的最大射程优化问题。对制导炸弹动力学模型进行了无量纲化处理，结合极小值原理推导了最优控制轨迹的解析解和一阶必要性条件，采用Radau伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题，基于协态映射原理给出了数值解的最优性验证方法。仿真结果表明，Radau伪谱法能够提供具有工程应用价值的最优解，与常规的最大升阻比滑翔弹道相比，优化后的弹道射程增加10%以上。

针对带有落角约束的末制导问题，提出了一种基于极小值原理和Gauss伪谱法的最优制导律。以期望落角方向为坐标轴定义了落角坐标系，并在其中建立了线性化的导引运动关系方程。将控制系统简化为1阶惯性环节，利用极小值原理得到正则方程，然后引入Gauss伪谱法进行离散，将其转化为代数方程，结合边界条件，推导出最优制导律的解析表达式,无需任何积分过程，避免了求解黎卡提微分方程。仿真结果表明，所提出的算法运算量小，计算效率高，同时也能方便地求解出复杂加权矩阵下的最优制导律，能够在满足落角约束的条件下更快地收敛到落角参考线，并且具有更小的末端需用过载。

针对带有不同视场约束的多导弹，提出一种分布式协同制导策略。各导弹以固定周期与网络中的邻居导弹节点交互剩余距离信息，生成一致性误差。根据导弹视场范围和前置角，采用饱和函数将一致性误差生成协同一致律，以确保相关变量实现状态一致。当导弹相关变量状态一致且接近目标后，各导弹断开通信连接，独立导引至目标。依据反馈线性化、图论和矩阵理论，给出协同制导律成立的充分条件。与传统多导弹协同制导研究相比，所提协同制导律能满足导弹各自不同的视场约束要求，且通信负担较小。仿真结果表明，多导弹协同制导实现了对目标的齐射攻击，飞行过程中各导弹能始终锁定目标。

目标实时精确识别与定位是实现制导引信一体化(GIF)技术的关键，对提高弹药末制导及起爆控制精度具有决定性的意义。以射频成像GIF体制为对象，基于射频成像原理及目标特性，结合计算几何和统计学原理，针对交会末段提出了一种目标轮廓重构方法。该方法通过灰度映射变换，提取仅包含目标信息的灰度值，显著降低了数据量，同时增强了图像对比度；在阈值分割、角点提取的基础上，应用统计学剔除异常值的方法滤除背景噪声并抑制目标边界干扰；利用凸壳技术实现目标轮廓重构，得到可以完全覆盖目标区域的最优凸多边形作为目标轮廓。理论分析和仿真结果表明，该方法时间复杂度低，实时性好，可实现目标的精确识别与定位。

针对无数据链支持的作战条件下，仅利用导弹主动雷达导引头量测的弹间相对位置和相对速度等参数，基于多智能体一致性理论，提出一种适用于解决领从结构导弹编队队形控制问题的制导律算法。该算法在实现过程中无需各弹之间进行数据通信，即无需弹间数据链传递编队成员的绝对位置信息，就可实现既定队形的收敛和速度一致。应用代数图论证明了闭环制导控制系统的渐进稳定性，并基于坐标变换和导弹运动学方程，建立了编队控制过程中所需的导弹控制力模型。仿真结果表明该算法有效，适用于导弹编队系统的总体设计。

针对临近空间防御作战问题，设计了考虑零控拦截的中制导段最优弹道修正算法。通过分析末制导阶段拦截弹和目标的相对运动关系，推导得到了零控拦截条件，此条件由目标和拦截弹的速度比以及二者速度矢量和视线之间的夹角唯一确定；针对目标信息更新造成的基准弹道不满足零控拦截条件的情形，提出了在中制导段进行最优弹道修正的方案，调整中制导和末制导交接班时刻拦截弹状态，以重新满足零控拦截条件；通过对基准弹道满足的最优化条件以及横截条件进行再次求导，推导得到了控制量的补偿量，此补偿量的求解考虑到了拦截弹的初始状态偏差以及终端约束偏差，确保了指令解算的可实现性。通过仿真验证了所提方法的有效性以及优越性。

针对多导弹协同制导中由通信丢包及时延等引起的通信拓扑随机变化导致实际拓扑非连通甚至通信中断等问题，提出一种分布式协同制导方法。基于通信采样数据设计一种线性控制律，通过构造误差系统并使其稳定来保证导弹相关协调变量达到渐近一致状态；当导弹接近目标时，各导弹断开通信，独立导引至目标。理论分析表明，多导弹协同制导方法不对任意时刻的通信拓扑做出要求，即允许出现拓扑不连通甚至通信中断等情况。对所提通信条件下的多导弹协同制导问题进行了仿真，验证了该制导方法能够确保各导弹的遭遇时间在非持续连通通信拓扑下达到渐近一致。

针对高超声速再入飞行器精确制导与减速控制一体化的需求,提出一种基于大气预估的再入飞行器机动减速制导方法。基于终端位置及落角约束推导得到制导指令闭合解,在此基础上针对终端速度约束,提出在制导上附加机动减速指令的机动减速制导形式。机动减速制导指令由制导指令和机动减速指令叠加生成,制导指令由包含终端位置及角度约束的最优制导律计算确定;机动减速采用对位置影响最小的正弦指令形式,通过数值预测终端速度偏差确定指令参数大小,并引入参数辨识技术实现预测模型大气偏差修正,提高终端速度预测精度。通过仿真验证了该方法能够在偏差条件下,保证制导精度并有效控制终端飞行速度,实现精确制导与减速控制的一体化设计。

基于平面内的目标-导弹相对运动方程，采用指令滤波backstepping方法设计了一种过载指令约束下的平面导引律，同时考虑了导弹自动驾驶仪的二阶动态特性。依据制导系统主要状态变量响应特性要求将制导系统分为两个子系统。采用指令滤波backstepping方法基于零化视线角速率原则和目标-导弹相对速度小于一个负常数的原则分别对两个子系统进行导引律设计。指令滤波backstepping方法不仅能够有效地处理过载指令饱和约束而且克服了传统backstepping方法中“项数爆炸”的缺陷。在过载指令饱和且导弹自动驾驶仪存在较大滞后的情况下，针对视线方向施加控制和不施加控制两种情况进行了仿真，结果表明设计的导引律在拦截大机动目标时具有优良的性能。

在舰艇编队协同作战模式下，针对跨平台武器非制导射弹命中末端的火力兼容性判断问题，通过作战弹道命中末端空间关系与火力冲突分析，提出随机性火力兼容性量化指标，并基于射击效力计算提出指标的计算模型和求解方法，实现了跨平台武器非制导射弹命中末端火力兼容性的随机性量化描述。典型实例仿真结果表明，该方法针对射向交叉、射界重叠的跨平台武器火力运用，能够量化描述非制导射弹在命中末端的火力兼容性，克服排他性判断对武器运用管控粒度过粗的弱点。

背景噪声和混响干扰是声纳目标探测中的主要干扰源,如何有效地减小它们对声纳工作特性的影响一直是水声信号处理关注的焦点。利用Volterra 级数理论,建立水声信号的非线性动力学模型,通过对水声信号的局部预测,实现对背景噪声的降噪和混响干扰的抑制。结合二阶Volterra 自适应滤波器和基于奇异值分解的自适应滤波算法,分别采用直接法和迭代法完成了对水声信号的一步及多步预测。仿真结果表明,基于Volterra 级数模型的水声信号迭代预测方法比直接法不仅具有更好的预测性能,而且还可以实现多步预测。

为了实现可瞄准战斗部对目标的高效毁伤，根据引制一体化技术与可瞄准战斗部配合的交会模型，分别给出了侧向攻击和前向拦截目标的导弹单发杀伤概率计算公式。基于蒙特卡洛法，通过数值仿真确定了可瞄准战斗部前向拦截目标的破片最佳扩散半径，分别研究了弹目相对速度和导弹脱靶量对杀伤概率的影响，根据研究结果提出了可瞄准战斗部侧向攻击或前向拦截目标的优先选用条件：在弹目相对速度v_r≥1 700 m/s、导弹脱靶量ρ≤2.5 m或v_r≥3 000 m/s、ρ≤4 m时，优先选用前向拦截；在v_r<1 700 m/s、ρ>2.5 m或v_r<3 000 m/s、ρ>4 m时，优先选用侧向攻击。为了实现可瞄准战斗部对目标的高效毁伤，根据引制一体化技术与可瞄准战斗部配合的交会模型，分别给出了侧向攻击和前向拦截目标的导弹单发杀伤概率计算公式。基于蒙特卡洛法，通过数值仿真确定了可瞄准战斗部前向拦截目标的破片最佳扩散半径，分别研究了弹目相对速度和导弹脱靶量对杀伤概率的影响，根据研究结果提出了可瞄准战斗部侧向攻击或前向拦截目标的优先选用条件：在弹目相对速度v_r≥1 700 m/s、导弹脱靶量ρ≤2.5 m或v_r≥3 000 m/s、ρ≤4 m时，优先选用前向拦截；在v_r<1 700 m/s、ρ>2.5 m或v_r<3 000 m/s、ρ>4 m时，优先选用侧向攻击。为引制一体化技术和可瞄准战斗部的工程设计与应用提供了一定的参考。

为拦截机动目标并克服导弹自动驾驶仪动态特性对制导性能的不利影响，提出一种考虑自动驾驶仪动态特性的H_∞鲁棒导引律。将综合制导与自动驾驶仪2阶动态特性的3阶线性时变状态方程表示为多面体线性参变系统，应用线性矩阵不等式（LMI）方法设计了具有参数依赖增益的线性状态反馈形式的新型H_∞鲁棒导引律，参数依赖增益中的系数是通过求解以LMI为约束的凸优化问题得到的。仿真结果表明：尽管不需要目标加速度的任何信息，新型H_∞导引律依然具有较强的鲁棒性，且具有较高的制导精度。

针对末制导弹药对地面目标攻击时是否加入中制导环节，研究其末段飞行过程中与目标的几何位置关系，采用快速计算与解析方法分析其打击地面固定目标时导引头对目标的角度截获。通过空中散布椭球和地面散布椭圆的近似计算得到视场角计算公式，进而建立一般的数学模型，并从统计概率角度，得到末制导目标截获概率，根据3σ原则判断是否加入中制导环节。同时研究了零控脱靶量与末制导修正距离，结果表明末制导修正能力满足零控脱靶量。仿真发现导引头开机位置距离目标逐渐变小时，视场角的置信区间先减小、后增大。计算了不同干扰因素对视场角置信区间的影响，结果表明水平风对视场角分布的影响比侧风的影响要大。

针对无导引头导弹在采用现有制导律时定位误差会产生较大脱靶量的问题，通过双领弹的领弹-从弹协同架构，设计了一种协同定位与制导策略，以实现无导引头导弹对静止目标的精确命中。基于扩展卡尔曼滤波，提出了一种无导引头导弹的协同定位方法。该协同定位方法与比例导引结合时存在终止时刻过载指令过大问题，因此设计一种新型变系数比例导引律，分析了变系数比例导引律的制导系数对脱靶量、终止时刻过载与最大过载的影响。仿真结果表明：采用所提出的协同定位方法可减小具有定位误差的无导引头导弹脱靶量，而采用变系数比例导引律可避免终止时刻过载指令过大。

结合自主水下机器人(AUV)于千岛湖水下对接试验，对自主研制的水下对接装置导向性能进行研究。在分析AUV水下受力状况和接触碰撞参数基础上，建立AUV入坞碰撞过程的ADAMS物理仿真模型，通过比较试验结果和仿真结果中AUV姿态和前向速度的变化，验证仿真模型的有效性。从AUV入坞偏距和AUV入坞夹角两方面分别探讨凸形罩、锥形罩和凹形罩3种典 型导向结构的导向能力，分析对比仿真结果，对导向罩母线曲率进行改进设计与优化、得到S形罩。 多次仿真发现：在AUV入坞姿态相同条件下，S形罩能够调整的AUV入坞偏距最大为100 cm，比凸形罩提高20 cm；S形罩能够调整的AUV入坞偏角最大为22°，比凸形罩降低1°；但S形罩产 生的碰撞力和AUV入坞时间都有所下降，调整AUV运动趋势效果明显改善。在水池对凸形罩和S形罩分别进行AUV入坞偏距和AUV入坞夹角两方面试验，结果表明S形罩的导向性能有明显改善。

寻的导弹在追踪目标的过程中，常遇到由于背景过于复杂而锁定目标失败的情况，例如在导弹下视攻击低空目标时，强地面背景和地杂波干扰常常导致导弹无法正常截获或跟踪目标。提出一种以理想视线为控制目标的建模方法，并在约束终端弹目相对运动方向和弹道过载的基础上，设计了一种弹道成型最优导引律。该导引律并不直接控制终端相对速度矢量，只在所设定的理想视线的垂直方向上进行控制，从而导引律形式更简单，扩展性更强。通过数字仿真表明，所设计的导引律能够较好地实现末端弹道成型要求，并且过载分配更为合理，可有效减小地面背景和地杂波干扰对导引头截获跟踪的影响。

研究了固定拓扑和切换拓扑两种情况下同时存在通信时延和拓扑结构不确定的多导弹协同齐射攻击制导时间一致性问题。基于图论方法将多弹协同制导时间渐近一致性问题转化为制导时间分歧系统的渐近稳定性问题。基于Lyapunov函数方法分析了固定拓扑下分歧系统的渐近稳定性，得到了能够保证制导时间渐近一致的充分条件。将该方法拓展到动态拓扑结构切换情形，基于公共Lyapunov函数给出了充分条件。分别针对固定和切换拓扑下存在时延和时变拓扑结构不确定下的协同齐射攻击问题开展了仿真验证，得到的结果与理论分析相符。

针对多飞行器协同拦截机动目标问题，基于有限时间控制理论设计了一种考虑探测几何构形的协同制导方法。假设飞行器具有1阶动力学特性，根据质点相对运动方程和协同探测原理建立了考虑探测几何构形的协同拦截模型。基于微分不等式理论给出系统状态有限时间有界和输入输出有限时间稳定的充分条件，并在此基础上设计了有限时间协同制导方法。该方法用度量矩阵刻画系统状态和输出动态品质，能够同时保证制导系统状态和输出在有限时间内有界和稳定。仿真结果表明：在目标进行不同程度机动情况下，所提制导方法均能够保证视线分离角收敛到预置角度、视线角速率收敛到0 rad/s且加速度不超过最大物理限制；与比例导引与最优制导方法相比，有限时间协同制导方法在探测和制导环节均具有较大优势。

针对空空导弹具有攻击空中目标和地面目标双任务的发展趋势，为满足导弹空地一体化综合作战模式需要，设计了一种适应双任务空空导弹作战需要的攻击导引律。在三维比例导引律的基础上，根据导弹和目标状态信息，利用遗传算法求解最优模糊控制规则；利用模糊控制来控制导引律在空间三轴的比例系数分量，从而建立了一种适应空地一体化攻击模式的导引律；通过仿真实验对空地一体化攻击导引律和传统三维比例导引律进行了对比。仿真结果表明：所设计的导引律能兼顾双任务攻击方式，且在对地面目标打击时具有更大的命中落角，更加适应空地一体化攻击作战模式。

为了研究相控阵雷达导引头（PARS）采用虚位技术后对导弹制导性能的影响，根据天线单元置相原理，分析了波束指向误差斜率（BSES）产生的原因，推导了弹体扰动下含有BSES的视线角速率输出传递函数，对其幅值及相角变化规律进行了分析。同时，根据波束空间指向角度关系，建立了BSES寄生回路模型，利用劳斯判据研究了不同虚位数对寄生回路稳定边界的影响。在雷达典型噪声输入条件下，利用参数无量纲化方法研究了不同虚位数对脱靶量的影响。研究表明：PARS采用虚位技术后将产生BSES，虚位数越大，BSES越大，在相同条件下寄生回路越容易失稳，所带来的脱靶量越大，接收机噪声比目标闪烁噪声对脱靶量的影响更大。因此需要根据不同的虚位数进行不同指向区间的误差标定，降低BSES，提高导弹末制导精度。

针对多导弹在平面内从各自期望方向同时击中机动目标的问题，提出了一种带视线角约束且能打击机动目标的有限时间协同制导律。基于平面内的导弹-目标相对运动方程建立了考虑视线角约束的多导弹协同制导模型；在视线方向基于多智能体协同控制理论和积分滑模控制理论设计了多导弹分布式有限时间协同制导律，以保证所有导弹打击时刻有限时间趋于一致；在视线法向方向采用非线性干扰观测器对目标加速度在有限时间内进行估计，并基于有限时间滑模控制理论设计了带视线角约束的制导律，以保证导弹击中机动目标且其视线角有限时间内收敛到期望值。通过仿真验证了所设计的协同制导律可使多导弹从各自期望方向同时击中机动目标。

为满足侵彻攻击空地导弹末端制导要求，解决当前多约束制导律终端攻角控制问题，设计了包含受剩余飞行时间决定的控制量权函数，并引入到最优问题的目标函数中，基于线性二次最优控制理论推导得到一种扩展的多约束最优制导律。利用指令随时间变化解析表达式及伴随系数法，对制导律加速度指令变化规律及无量纲脱靶量特性进行了研究，证明了制导律指令的收敛性，从而为终端攻角控制创造了有利条件。同时，讨论了制导律增益n的设计原则。结合工程应用的需要，分别提出了一种制导初始条件设计方法及最大需用加速度的估计方法，可有效减小导弹末端机动。通过仿真验证了制导律及分析结论的有效性。

针对临近空间高超声速目标防御问题，根据目标特性提出了空基巡航段防御方案。在此基础上考虑临近空间防御特点进行中末制导交班问题分析，提出交班点性能指标，并得出连接中末制导阶段的有效零控拦截交班区域（零控交班）。结合模型预测静态规划理论与防御飞行器中制导终端状态约束条件，推导了最优控制问题的解析算法并将其作为防御飞行器的指令修正制导律，针对不同任务情况进行了数值仿真。仿真结果表明，零控交班区域分析结果可满足终端小速度比交会条件。设计的中制导律在显著提高计算效率的同时满足零控交班约束,且经过Monte Carlo仿真表明对初值扰动具有较强的鲁棒性。

为实现多发导弹对目标的协同攻击，提升打击效能，提出一种基于深度确定性策略梯度下降神经网络的强化学习协同制导律。修正了基于线性交战动力学的剩余飞行时间估计方程，不再受小角度假设的约束，进而提高剩余飞行时间估计精度。以各弹的剩余飞行时间误差为协调变量，与各弹的剩余飞行距离一同作为强化学习算法的观测量。利用脱靶量和剩余飞行时间误差构造奖励函数，离线训练生成强化学习智能体。闭环制导过程中，强化学习智能体将实时生成可实现同时打击的制导指令。仿真结果表明：该强化学习制导律能够实现多发导弹对目标的同时攻击；与传统协同制导律相比，强化学习协同制导律的脱靶量较小，攻击时间误差也较小。

为避免操纵能力受限的导弹在实现大落角约束时出现控制饱和问题，提出一种考虑系统惯性且加速度峰值近似最小的解析形式组合导引律。通过设计切换点以及后段惯性补偿项，该组合导引律由圆弧-直线导引律和带1阶惯性补偿项的多项式导引律组合而成；通过数学推导，证明了切换点必然存在，且组合导引律的加速度峰值出现在切换点；结合前段圆弧-直线导引律对加速度峰值的优化能力，实现了组合导引律的近似最优性。仿真结果表明：组合导引律的加速度在切换点后不再增大，且落角约束得到了满足；与数值最优解的比较进一步验证了该组合导引律的近似最优性。

为实现无人机在大范围内稳定、精确地跟踪三维参考航路，基于制导与控制回路独立设计的思路，提出了一种无人机三维航路跟踪制导控制方法。在制导外环，引入沿参考航路飞行的虚拟无人机作为向导并利用反步法设计三维航路跟踪的非线性制导律；在控制内环，以非线性动态逆理论和奇异摄动理论为基础，设计由机动指令生成器、角度转换器、慢回路姿态控制器和快回路角速度控制器所组成的飞行控制模块，对制导外环给出的制导指令进行快速精确地跟踪。基于Lyapunov稳定性理论证明了无人机航路跟踪制导控制方法的稳定性。通过对比分析无人机6自由度模型下的三维航路跟踪仿真，说明所提出的制导控制方法能够使得无人机精确地跟踪参考航路，从而验证了该方法的有效性、合理性。

针对拦截弹末段的制导控制问题,改善已有建模结果,采用智能控制方法设计一体化控制律。考虑近似线性化和忽略耦合因素引起的建模误差,采用模型误差补偿改进拦截弹动力学模型;结合弹目相对运动非线性模型,建立面向拦截弹末段的制导控制一体化(IGC)模型。对此非匹配型非线性系统,利用自适应动态面控制方法进行控制器设计,不仅消除系统非匹配不确定性对系统性能的影响,同时避免了传统反演法的微分膨胀问题,得到控制目标与执行机构指令之间的直接关系。通过与忽略建模误差的IGC 拦截仿真比较,实验结果表明本文IGC 控制效果的优越性。

论述了陆军多管火箭武器的发展进程，重点介绍其在第二次世界大战以来所走过的增大射程、提高射击密集度和实现制导化3个主要发展阶段。归纳总结了陆军多管火箭武器在发展过程中形成的多联装发射平台、弹体采用旋转体制、大长径比、短时大推力发动机和曲射弹道、静稳定设计等特点，分析上述特点对其制导化发展中带来的优势和挑战，提出陆军多管火管武器未来发展中应重点关注和解决的若干问题：旋转弹捷联惯性导航、动态稳定性理论、弹道规划与控制方法、大推力比长工作时间的先进动力、单线制发射控制技术等。