考虑导引头多约束的滑翔制导炮弹弹道规划

为提高制导炮弹在大着角情况下导引头捕捉目标的速度，减小末制导起始点角度偏差，在传统制导炮弹方案弹道规划方法(trajectory programming method, TPM)的基础上考虑末制导段，提出一种考虑导引头多约束的弹道规划方法(trajectory programming method-constraints of seeker, TPM-CS)。根据导引头最大探测距离建立末制导起始点约束，根据弹目几何关系和导引头视场角建立攻击路径约束，并建立最小化前置角和控制变量幅值的目标函数。为实现制导炮弹初始弹道倾角、偏角、火箭点火时间、滑翔启控时间、导引头开启时间等参数的最佳匹配，建立了5阶段弹道规划模型，并采用多阶段Radau伪谱法将该弹道规划问题转化为非线性规划问题，最后调用非线性规划求解器SNOPT进行求解。选取不同性能参数的导引头进行仿真，分析了导引头最大探测距离和导引头视场角对方案弹道的影响。将文中提出的弹道规划方法与传统弹道规划方法进行对比仿真，结果表明，相比于传统方法，文中所提方法规划方案弹道的末制导初始角度偏差缩小71.590%,导引头对目标保持照射状态的时间延长6...     

高空远程滑翔鱼雷控制系统设计与仿真

针对已有的滑翔鱼雷进行改进,提出一种新型的高空远程滑翔鱼雷.这种滑翔鱼雷通过加装在鱼雷腹部的助推火箭进行低空突防,以实现远距离打击敌方潜艇的目的.分析高空远程滑翔鱼雷的工作流程,分别建立了无动力滑翔段、低空突防段和反推减速段六自由度非线性运动学和动力学模型.指出三段弹道的特点,并进行弹道设计,提出控制系统的总体要求并设计各弹道相应的控制律.基于MATLAB Simulink中Air Weapons_Torpedoes工具箱设计仿真平台,结合总体方面计算出的流体动力参数对空中全弹道进行仿真.结果显示在该控制律下,高空远程滑翔鱼雷具有明显的增程效果和一定的突防能力,实现了预先设计的弹道.     

超远程炮弹滑翔增程机理初步分析

超远程炮弹采用滑翔增程和先进的简易制导技术,是一种新型的炮弹,对其增程机理进行深入的分析研究有利于达到最佳的增程效果.本文从炮弹滑翔飞行受力分析阐述了滑翔增程机理,并对其气动特性、弹道设计及控制参数设计的主要影响参数进行了分析.初步分析认为:为了得到最佳的滑翔增程效果,炮弹需要具有特殊的气动外形和气动特性,努力提高滑翔炮弹的升阻比;起始滑翔弹道和起始滑翔速度要高,选择起始滑翔时刻在弹道顶点附近有利于增加飞行距离;飞行控制参数进行合理匹配;一般采用最大升阻比法滑翔飞行方式,其滑翔飞行距离较远.     

高空远程滑翔UUV低空突防段弹道运动仿真与分析

高空远程滑翔UUV技术是一种集高空滑翔与水下航行于一体的综合设计研究,低空突防段弹道是高空远程滑翔UUV弹道流程中的重要部分。通过建立高空远程滑翔UUV的六自由度数学模型,对低空突防段弹道进行了运动仿真和详细分析。采用常规等高控制方案控制飞行高度,仿真结果显示产生了掉高过大的现象,甚至在水平面以下,低空突防不能实现。为避免这种现象,选择两种方案解决这一问题,一是在突防段引入极限舵角的方式,一是修改高度控制方程。经仿真分析,两种方案均能改变掉高过大现象,且第二种方案具有较好的适用性,系统相对也较稳定。     

火箭外弹道特征点修正解算方法研究

采用二自由度的质点弹道微分方程组,对火箭弹弹道特性以及弹道诸元的求解方法进行了研究.在合理选择适用于二维弹道修正的火箭弹弹道运动模型的基础上,利用插值解析法求解弹道诸元的数据后,提出了针对火箭外弹道特征点修正解算的方法,并对射程修正量和方位修正量进行了仿真计算.仿真计算结果表明:当修正处于弹道升弧段,射角小于等于45°和大于等于50°时,射程横向修正量出现相反情况,降弧段修正所产生的横向修正量无此关系.这说明处在升弧段的修正所产生的射程横向修正量与修正时的初始弹道倾角有关.这也为以后执行机构对火箭弹的运动轨迹进行一次或多次修正提供了理论计算参考依据.     

用侧推力矢量控制技术提高火箭弹射击精度

控制弹道偏差量以提高火箭弹的射击精度.建立了有控弹道的动力学方程,给出了侧推力矢量发动机点火控制逻辑.当实测弹道质心位置偏离理想弹道达到一定域值时,某个发动机被点火,提供一次或多次恒定的控制力,对弹道进行控制,以提高火箭弹的射击精度.模型弹外弹道仿真对比时,将主动段末速度和风视为符合正态分布的随机量.结果表明:火箭弹落点的圆概率误差减小了11%,说明本文提出的脉冲点火控制算法是可行的.     

连续小推力航天器轨道交会问题的制导律设计

使用高比冲的小推力推进系统为执行机构,设计空间交会问题的燃料最优时间连续制导律.首先给出轨道交会问题的数学模型,并给出最优控制问题的目标函数和约束条件;然后利用直接法将控制变量离散化,通过参数寻优得到对应燃料最优的控制变量参数和转移时间常数;最后针对点火时刻误差问题,分析了实际轨迹与名义最优轨迹的偏差,并利用微分代数工具求取部分控制变量的修正值,以保证航天器满足轨道交会的终端位置约束.     

固体助推火箭助推段能量管理分析

高超声速滑翔飞行器是未来超远程打击的重要手段之一,为了实现快速响应,高超声速滑翔飞行器采用小型固体助推火箭发射。由于小型固体助推火箭采用耗尽关机方式,为了适应大小不同射程,主动段需要进行能量管理。文章基于高斯伪谱法实现了固体助推火箭助推段的弹道优化设计,并针对影响能量管理能力的因素进行了分析。分析结果表明,能量管理飞行中,采用小推力有助于提高能量管理能力,增大攻角及其角速率约束也可显著提高能量管理能力。最后,给出了主动段能量管理的俯仰角模型,为固体助推火箭助推段能量管理和制导方法设计提供了依据。     

固定鸭舵双旋弹角运动特性与控制稳定性研究

为深入理解固定鸭舵双旋弹的弹道修正力学本质,对固定鸭舵控制下的角运动特性和控制稳定性进行了研究。依据弹箭外弹道学知识,建立固定鸭舵双旋弹的复攻角运动方程,推导出起控后舵面控制力项对应的特解以及由此产生的起始扰动项对应的通解表达式,从理论上阐述了固定鸭舵起控后双旋弹复攻角运动是由复动力平衡角、复控制平衡角的强迫角运动和舵控起始扰动产生的自由角运动综合构成的运动,基于此提出了固定鸭舵双旋弹的控制稳定性条件,并通过求解舵面控制力和复扰动攻角引起的复偏角运动,分析了固定鸭舵双旋弹弹道修正的力学本质。控制固定鸭舵在不同滚转角方位时的弹道数值计算结果表明,理论推导的角运动解析解与数值解在频率和幅值上基本吻合,验证了本文推导的复攻角运动方程及其解析解和建立的控制稳定性条件合理可行,为该类弹丸的研制提供了理论依据与设计参考。     

动能拦截弹姿控发动机组合点火算法研究

为了提高拦截弹的拦截精度,通常要在弹体上引入侧喷直接力姿控系统。对于由小型固体脉冲式发动机阵列构成的该系统,必须解决多发动机组合点火问题。根据组合点火问题的特点,将动能拦截弹姿控发动机组合点火算法问题转化为用0-1规划模型处理的数学问题。鉴于常规的求解0-1规划问题算法的复杂度均比较大,无法满足高超声速动能拦截弹对响应时间的要求。而贪心算法具有时间复杂度小、求解结果比较合理等特点,故采用了贪心算法对该问题进行了快速近似求解。仿真实例结果表明由贪心算法实现的点火策略计算时间稳定在1-0 5S数量级上,且所得到的解与理论值相比误差不超过3.7%,完全满足高超声速动能拦截弹的要求。     

Extended Range Guided Munition Parameter Optimization Based on Genetic Algorithms

Many factors influencing range of extended range guided munition （ERGM） are analyzed. The definition domain of the most important three parameters are ascertained by preparatory mathematical simulation, the optimized mathematical model of ERGM maximum range with boundary conditions is created, and parameter optimization based on genetic algorithm （GA） is adopted. In the GA design, three-point crossover is used and the best chromosome is kept so that the convergence speed becomes rapid. Simulation result shows that GA is feasible, the result is good and it can be easy to attain global optimization solution, especially when the objective function is not the convex one for independent variables and it is a multi-parameter problem.     

Short Range Top Attack Trajectory Optimum Design Based on Genetic Algorithm

Flight trajectory design is a key technique,which has a direct influence onthe flying-body’s col-lective performances,the relating to integrative de-sign composed of general design,propulsion systemdesign,aerodynamic design,and so on.That is,flight trajectory design is very i mportant in the pro-cess of flying-body design.According to the mathe-matical model of flight trajectory,combined withavailable parameters,different trajectories can be got-ten.In order to i mprove its flight performance…     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化

为提高高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题求解速度和精度，提出了一种将改进的麻雀智能优化同参数化设计相结合的再入轨迹方法。首先，通过Tent混沌映射和精英反向种群方法初始化种群，利用黄金正弦策略进行种群的位置更新，并通过余弦策略减少侦察者数量，采用贪婪策略对种群的最优解进行选择和更新，在增强算法全局搜索能力的同时，不影响收敛速度。然后，将高超声速再入轨迹优化问题转化为攻角剖面和倾侧角剖面的参数化设计问题，将路径约束转化为阻力加速度再入飞行走廊，保证再入过程中始终满足路径约束，利用罚函数法处理终端约束，从而使得飞行器精确命中目标。最后，采用改进的麻雀智能优化算法对设计参数进行寻优，使得目标函数最优。仿真实验表明：本研究所提出的改进麻雀算法相较于原始麻雀算法、鲸鱼算法和粒子群算法收敛速度快，得到的高超声速滑翔飞行器再入轨迹精度有了进一步的提高；蒙特卡洛仿真实验说明，本研究所提出的高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化算法具有一定的鲁棒性。     

Design of Robust-Adaptive Controller of Extended Range Guided Munition

Finite state machine theory (FSM) is introduced and applied to global control of electric vehicle. Theoretical adaptation for application of FSM in control of electric vehicle is analyzed. Global control logic for parts of electric vehicle is analyzed and built based on FSM. Using Matlab/Simulink, BJD6100-HEV global control algorithm is modeled and prove validity by simulation.     

利用Simulink仿真的弹道辨识算法精度分析

弹道辨识精度是衡量弹道辨识系统工作性能的重要指标.为了在硬件设计前对辨识算法的精度进行预评估,提出一种利用Matlab/Simulink模块对自主式弹道辨识新算法进行建模的仿真.该算法是基于比较名义弹道与实际弹道在上升初始段的水平距离来实现对弹丸射程偏差的预测.建立弹道数学模型,获得仿真初始参数,运用Simulink模块生成仿真模型.仿真结果表明该射程辨识算法预测相对误差为0.783%,满足弹道修正引信的精度要求.     

Maneuver strategy of lifting reentry vehicle

An optimal maneuver strategy is proposed for lifting reentry vehicle to reach the maximum lateral range after reentering the atmosphere. Aiming at problems that too many co-state variables and difficulty in estimating the initial values of co-state variables,the equilibrium glide condition (EGC) is utilized to reduce the reentry motion equations and then the optimal maneuver strategy satisfied above performance index is derived. This maneuvering strategy is applied to the lifting reentry weapon platform CAV which was designed by America recently to realize both longitudinal and lateral trajectory design by controlling the attack angle and the bank angle respectively. The simulation result indicates that the maneuver strategy proposed enables CAV to reach favorable longitudinal range and lateral range.     

Interior Performances of an Impulse Thruster by Numerical Calculation

Impulse thruster is a kind of actuator used for trajectory correction or attitude control of some in-flight munitions and vehicles.A simple mathematical model was set up to model interior characteristics of an impulse thruster.With this model,effects of some key parameters on interior performances of the impulse thruster were studied.Results show that action time is affected significantly by nozzle throat diameter and volume of combustion chamber,while output impulse is sensitive to charge particle diameter...     

基于4D轨迹的机载端滑行引导算法

针对繁忙机场航空器场面滑行效率低、延误大的问题,提出一种基于4D轨迹的场面滑行引导算法。首先根据机场结构建立机场拓扑模型;然后对传统Dijkstra算法进行改进,在考虑路段翼展约束和转弯约束的情况下,为航空器规划一条最优滑行路径,并根据管制设定的所需到达时间（RTA）为所有轨迹点分配相应的RTA,从而得到一条目标4D滑行轨迹;最后,航空器在速度引导算法指引下实现对4D轨迹的追踪。速度引导算法是以航空器平顺滑行为目标,根据航空器当前的运动状态,以航空器性能、速度、RTA为约束,动态计算出最优的滑行参考速度,从而实现精准的4D轨迹追踪。仿真实验结果表明,机载端滑行引导算法能为航空器提供一条合理平顺的滑行轨迹,并能在参考速度的引导下高效准时地到达终点。     

Analysis of Controlled Trajectory Optimization for Canard Trajectory Correction Fuze

The optimization method of the canard trajectory correction fuze‘s controlled trajectory phase is researched by using the aerodynamics of aerocraft and the optimal control theory, the trajectory parameters of the controlled trajectory phase based on the least energy cost are determined. On the basis of determining the control starting point and the target point, the optimal trajectory and the variation rule of the normal overload with the least energy cost are provided, when there is no time restriction in the simulation process. The results provide a theoretical basis for the structure design of the canard mechanism.     

主动段终点参数对弹道导弹射程的影响研究

主动段终点参数直接影响弹道导弹的战术技术指标实现与否。通过简化弹道导弹的飞行弹道模型,分析计算了主动段终点参数对弹道导弹射程及落点精度的影响大小。在导弹武器系统作战使用过程中应注意把握,尽量减小干扰因素对弹道导弹主动段终点参数的影响。