基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法

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。     

基于无迹变换的协同探测与速度方向控制制导律一体化设计

飞行器协同探测相比于单飞行器探测具有精度更高、抗干扰能力更强的优势。传统制导控制设计过程中通常将目标定位跟踪和制导算法进行解耦设计,但实际上制导算法需要实时估计的目标位置等参数作为输入,而制导算法也会影响目标跟踪状态和测量方程的构建以及观测条件,两者存在较高的耦合度。解耦分别设计会造成一定的信息缺失,降低估计和制导精度。针对这一问题,本文构建了一种基于无迹变换的协同探测与制导一体化设计方法,一方面将协同探测目标定位算法引入制导律中,利用融合的目标位置估计均值和方差作为制导算法的输入,将制导过程作为一个随机矢量的非线性传播过程,利用无迹变换获取飞行控制角的均值和方差。仿真实验验证了该方法与传统的速度方向控制滤波算法定位相比,既能提升探测精度,同时满足较低的过载,较好地对飞行器的速度方向和姿态进行控制。     

基于神经网络的中制导律

基于神经网络的中制导律适合末段采用寻的制导的复合制导导弹。采用针对固定目标、同时能满足复合制导中制导要求的最优中制导律来提供神经网络的训练样本，通过遗传算法对神经网络的各个权值及各神经元的阈值进行综合寻优，以各时刻导弹及目标的位置坐标作为神经网络输入，经过计算输出相应的中制导指令。仿真结果表明基于神经网络的中制导律不仅能用于攻击固定目标及机动目标，同时能满足复合制导中末交班的各项要求。     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。     

小直径制导炸弹翼片的流固耦合仿真分析

为研究小型制导炸弹的翼片变形对气动特性的影响,采用双向流固耦合方法计算一种三弹翼气动布局的制导炸弹在柔性翼时的气动参数及气动变形,利用 FLUENT 计算其在刚性翼时的气动参数。仿真结果表明：2种翼片的制导炸弹升力系数、阻力系数及升阻比随攻角和速度变化的趋势相同;柔性翼的制导炸弹升力系数与升阻比都大于刚性翼,阻力系数小于刚性翼,最大变形量与攻角成线性关系。采用柔性翼的制导炸弹气动特性优于刚性翼。     

末制导炮弹末制导段外流场气动仿真

文中主要利用商业CFD软件Fluent对某型末制导炮弹的末制导段在不同攻角、不同飞行马赫数的气动特性进行了数值仿真,得出了该型末制导炮弹升力系数、阻力系数和滚转力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律.结果表明,计算所得气动参数可以为该末制导炮弹编制高精度射表提供数据依据和参考.     

基于自适应神经模糊系统的高超声速飞行器再入预测制导

针对高超声速飞行器再入运动过程模型的非线性特性,提出了一种基于自适应神经模糊系统(ANFIS)的再入预测校正制导方法。在以能量为自变量的三自由度再入方程的基础上分别设计了纵向制导律和侧向制导律。以能量和剩余航程偏差为输入参数,侧倾角调节量为输出参数,设计了ANFIS控制器,并将其应用于纵向制导。侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的侧倾角反转逻辑。仿真结果表明,所设计的制导律具有制导指令解算速度快,制导和落点精度高且对再入初始偏差及过程扰动不敏感的优点。     

侵彻型制导炸弹的末制导规律研究

根据被动寻的侵彻型制导炸弹的运动特点,设计了能够满足多项约束指标的滑模制导律,并对滑模稳定性进行了证明。仿真结果表明,该制导律能够满足脱靶量和侵彻型制导炸弹对末端攻角及弹道倾角的要求,对参数摄动具有一定的鲁棒性,说明了所设计制导律的有效性。     

制导炸弹自适应比例末制导律研究

针对制导炸弹采用捷联导引头和进行侵彻型攻击的技术要求,设计了一种具有终端角度约束的自适应比例导引律。基于经典比例导引关系,首先以期望落角为性能指标推导出变系数导引律,然后利用反馈的误差信息对导引系数进行自适应闭环校正,以增强导引律的鲁棒性。仿真结果表明,所设计的制导律具有较高的制导精度,并且满足落角约束要求。     

变体制导炮弹气动特性分析及弹道仿真

为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点; 随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系; 最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明:所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%～22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究提供参考。     

高速旋转条件下的弹丸气动特性研究

为了能定量揭示弹丸旋转对马格努斯效应的影响,数值模拟了旋转弹丸在不同来流与转速条件下的流场分布,分析了马格努斯现象的产生机理,以及通过弹体表面压力分布分析了旋转对各气动力的影响,得知旋转对升阻力影响很小,可忽略不计; 得到了攻角、马赫数以及转速变化时马格努斯效应对弹丸表面压力分布的影响。结果表明,弹尾部是影响马格努斯效应的主要部位,小攻角情况下马格努斯力及力矩系数随攻角及转速呈线性变化,而随马赫数增大,旋转效应对弹丸影响越来越小。提出并验证了适用于小攻角、超声速情况下马格努斯力及力矩系数的经验公式,可为相关旋转弹丸的改进与设计提供指导。     

高超声速飞行器高精度载荷抛撒制导方法

为解决高超声速飞行器俯冲段载荷抛撒问题,提出了基于抛撒点弹道参数组合与载荷落点映射关系的高精度载荷抛撒制导方法.采用人工神经网络方法建立了抛撒点弹道参数组合与载荷落点的映射关系,极大地降低了存储量并且提高了在线计算效率.在建立的映射关系基础上,通过设计飞行器向固定点、固定状态导引的制导律,给出了抛撒点固定的载荷抛撒制导方法;为了提高载荷抛撒的灵活性,采用预测-校正思想,给出了抛撒点实时确定的预测-校正载荷抛撒制导方法.CAV-H飞行器的载荷抛撒制导仿真表明,2种载荷抛撒制导方法获得的落点精度分别为300m与17m,所提出的2种制导方法涵盖了载荷抛撒制导的2类主要方案,可互为重要补充,能够为高超声速飞行器俯冲段高精度载荷抛撒提供参考.     

锥形空化器流体动力特性研究

为探究锥形空化器所具有的水动力学特性,在水洞中开展空化器系列实验研究,得到了不同锥角空化器的水动力参数。分析了锥形空化器的锥角对航行体流体动力特性的影响;给出了锥形空化器截平头时的动力学特性及不同截平头面积下的阻力变化。研究结果表明：锥形空化器的锥角大小影响空化器阻力系数和升力系数的大小;不同锥角下空化器升力系数位置导数相差较大;截平头面积较小时对航行体阻力系数影响较小,可以近似为全锥空化器。文中的实验结果对锥形空化器的选型应用以及超空泡航行体的控制特性分析具有参考价值。     

基于人工神经网络的非球形破片阻力系数预测模型

非球形破片的弹道轨迹与其在超声速至亚声速范围内的阻力系数密切相关。非球形破片弹道飞行时会发生随机翻转,阻力系数也会随着破片姿态的变化而改变。为了从有限的破片姿态对应的阻力系数得到随机翻转状态下的平均破片阻力系数,提出一种基于正二十面体的平均方法,对32个特定的破片姿态对应的阻力系数进行平均,得到随机翻转状态下的平均破片阻力系数。该方法得到的立方体以及圆柱体破片的平均阻力系数与弹道枪试验的结果误差在10%之内。进一步研究了破片形貌即球形度对超声速至亚声速范围内破片阻力系数的影响。采用正二十面体平均方法计算得到大量非球形破片的阻力系数,球形度范围为0.35~1.00。通过人工神经网络建立了基于马赫数以及破片形状的阻力系数预测模型。预测模型测试结果表明,该模型具有较高的准确性;球形度是影响破片阻力系数最重要的形状因子,其影响程度在亚声速时最明显;超声速时破片阻力系数与球形度的依赖性显著降低。     

基于强化学习的多发导弹协同攻击智能制导律

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。     

通用高速飞行器预测校正再入制导方法研究

给出一种适合通用高速飞行器（CAV）的预测校正再入制导方法。首先基于再入高速飞行器三自由度运动模型,研究了再入过程中CAV受到的过程约束。基于准平衡滑翔条件给出了在指定倾侧角下的参考航程的计算方法,并指出当飞行器的初始航程超过参考航程时,可以使用本文给出的方法有效抑制飞行器轨迹在高度上的振荡。为了提高制导精度,不仅给出了精确计算当前倾侧角的方法,也给出了粗略调整终端倾侧角方法。最后仿真验证了制导方法的有效性。     

高空条件下远程弹箭的弹道特性计算分析

为研究高空条件下远程弹箭的弹道特性,基于稀薄气体动力学的分子运动论初步推导了远程火箭在高空稀薄气体中的阻力系数表达式,计算分析了在稀薄气体中阻力系数随马赫数和攻角的变化.提出了远程弹箭的弹道计算中应考虑高空稀薄气体的影响,全弹道阻力系数应兼顾稠密大气与稀薄大气中的阻力系数结合使用.计算结果表明,当攻角与马赫数相同时,阻力系数随着弹道高度的增加而增大,稀薄空气中阻力系数大于稠密空气中阻力系数,采用稠密大气与稀薄大气数据结合使用的阻力系数计算得到的射程小于完全采用稠密大气中阻力系数计算得到的射程.     

头部偏角对气动特性影响规律研究

为了获得头部偏角对气动特性的影响规律,首先对弹体表面不同位置的压力变化进行了试验,并以此修正和验证基于头部偏转弹的数值计算模型,并进一步计算不同马赫数和不同头部偏角情况下对升力、阻力和俯仰力矩影响规律。结果表明,头部偏转对弹体表面影响效果十分显著,远远大于同一角度攻角对压力大小的改变量。较小头部偏角和马赫数下的阻力与原型弹偏差不大;随着头部偏角的增加,升力和俯仰力矩会迅速增加。对于在某个头部偏角情况下,存在唯一一个使飞行稳定的最大马赫数。