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1.
杨炳尉 《导弹与航天运载技术》1985,(5)
弹道式再入飞行器已使用在多个型号上,确保安全再入的问题基本上已经解决。在解决了再入生存性问题之后,对再入飞行器的研究重点已转到如何提高再入飞行器的性能上。美国从六十年代后期到八十年代初,也一直在研究和开发高性能端头,执行了诸如“高级弹道式再入系统计划”、“被动式防热端头技术计划”、“再入飞行器性能技术计划”等大型研制计划。本文对弹道式再入飞行器的高性能端头和解决的技术途径提出一些分析和看法。 相似文献
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基于Q-Learning算法的再入飞行器制导方法 总被引:1,自引:0,他引:1
《战术导弹技术》2019,(5)
针对再入飞行器制导方法需要根据人工经验调整参数才能适应不同远近、方位目标点的问题,提出"智能预测校正制导"的概念,将飞行环境构建为包含千万量级状态点的状态空间,采用强化学习算法训练制导模型参数,纵向制导依然采用基于定攻角剖面的倾侧角迭代方法,横向制导则利用Q-Learning算法训练横向翻转决策器。结果表明,该算法训练制导模型有较快的收敛速度,集成多个决策器的打靶成功率达到0. 973。基于QLearning算法的再入飞行器制导方法消除了原有方法基于规则的横向制导逻辑对飞行器附加的一些不必要约束,使飞行器在复杂任务中发挥其较强的机动能力成为可能,有望应用于规避多禁飞区的轨迹规划研究。 相似文献
4.
王瑞臣 《导弹与航天运载技术》1993,(1):49-55
在内部装填物参数给定的情况下,减小再入飞行器的质量和雷达截面具有重要意义。本文以再入飞行器的质量和雷达截面为目标函数进行多目标优化。本文的理论和计算方法可用于再入飞行器总体设计的方案论证阶段。 相似文献
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在一定假设条件下,建立了再入飞行器的一阶近似运动方程.为了确定通用航空飞行器的再入走廊,推导了热流峰值、最大过载和动压峰值与再入角、升阻比、倾斜角等参数之间的解析表达式.通过仿真,给出了在不同飞行状况下的计算曲线,并得到相应结论. 相似文献
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吴兆宗 《导弹与航天运载技术》2005,(2):39-43
从“直线弹道”的基本假设和结论出发,推导并给出了再入飞行器再入大气层过程中,诸多物理量的近似解析计算公式,揭示了各物理量之间内在的本质联系、各物理量随再入高度的基本变化规律以及它们与再入飞行器再入初始速度、初始弹道倾角、再入飞行器质阻比的关系。 相似文献
9.
带推力高超声速飞行器非连续点火助推可有效提高再入飞行器灵活性和机动性。为分析点火时刻和助推时长对飞行器再入轨迹的影响,根据发动机开关机状态,改进高斯伪谱法将非连续点火助推再入轨迹进行分段优化处理,实现不同点火时刻和助推时长的再入轨迹优化。发动机关机时,利用高斯伪谱法生成满足多约束条件的最优再入轨迹;发动机点火后,按照给定控制输入,由数值积分计算生成再入轨迹。在分段点处附加约束条件,保证飞行器状态在分段点处连续衔接。选取再入过程中A、B、C、D 4个典型时刻进行发动机一次点火和二次点火,以横向航程最大为目标,设计仿真算例。研究结果表明:改进的高斯伪谱法可有效求解带推力飞行器非连续点火再入轨迹优化;在助推发动机总冲一定时,点火时刻对飞行器再入轨迹影响明显。 相似文献
10.
航天运输系统及再入飞行器中的高超声速技术 总被引:2,自引:0,他引:2
概要介绍了50年来中国航天运输和再入飞行器的发展及其对高超声速技术的发展的带动,探讨了高超声速技术的发展方向及其对航天运输及再入飞行器的促进与影响. 相似文献
11.
陈新发 《导弹与航天运载技术》2006,(5):8-12
将预估的再入飞行器总质量作为设计资源科学合理地分配给各分系统是再入飞行器总体设计的一项重要工作。采用基于模糊评判的正交多项式响应面方法,以表征再入飞行器及各分系统质量指标设计水平的水平系数为变量,建立了再入飞行器质量分配的二次响应面模型,并阐述了模型的应用。 相似文献
12.
In the process of missile large attack angle reentry, there exist nonlinear, strong coupling uncertainty and muhiinput-multi-output (MIMO) in the movement equations, so the traditional small disturbance faces difficulties. For such situations, the method of feedback linearization is adopted to control the complex system, and the control method based on the fuzzy adaptive nonlinear dynamic inversion decoupling control of missile is proposed in the paper. According to the principle of time-scale separation, the system is separated into fast loop and slow loop, the method of dynamic inversion is applied to them, and the method of adaptive fuzzy approach is adopted to compensate for the uncertainty of the fast loop. The simulation results denote the. control method in the paper has a better tracing characteristic and robustness. 相似文献
13.
针对作战中如何利用模糊信息进行指挥决策的问题,提出一种基于犹豫模糊决策的战术目标分析方法。
根据目标信息和人工分析特点,利用多个分析人员的知识经验进行判断,将犹豫模糊决策的相关方法引入目标分析
中,采用模糊多属性决策的相关算法分析确定战术目标的性质类型,得出最佳分析结果。计算结果表明:该方法可
为战场态势分析决策提供依据,同时也为目标决策辅助系统的开发提供良好的算法支撑。 相似文献
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16.
高超声速钝头体气动热分析 总被引:1,自引:0,他引:1
以高超声速再入体为例,通过求解Euler方程来确定物面边界层外缘参数.在理论与半经验公式基础上,利用参考焓方法计算了零攻角弹头的表面热流密度,得到了壁面辐射平衡温度曲线,结果验证了高超声速飞行器采用钝前缘的防热效果.在此基础上,利用有限元法,分析了球头驻点区域附近沿厚度方向的温度场,为再入弹头防热方案的初步设计提供了参考. 相似文献
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开发了高弹道系数再入飞行器低高度整体回收总体优化设计系统,并利用该系统对作为算例的某回收系统总体方案进行了研究.在传统名义优化设计的基础上,特别考虑了设计变量和系统参数不确定性,结果表明对算例特定的回收对象而言,必须在6 km(海拔)高度启动预减速阶段时抛掉更多的质量,同时还要留出一定的余量以保证高超声速阻力环和超声速伞的起始工作条件(来流马赫数)满足要求. 相似文献
18.
再入弹头尾翼烧蚀时的容错控制 总被引:1,自引:1,他引:0
本文首先给出了容错控制器设计的一种方法,即状态反馈控制器重构设计法,然后将这种方法应用到再入弹头尾翼烧蚀时的容错控制律设计中,并设计了一个容错滚控系统,使得滚控系统能够抑制滚转异常,大大提高了命中精度。 相似文献