旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的角运动特性研究

为研究旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的攻角及速度运动特性,建立了复数形式的角运动方程。推导了固定舵匀速转动时攻角的强迫运动解及固定舵产生阶跃激励时攻角的瞬态、稳态响应解析解;推导了有控时平均速度偏角的解析解,导出了平均偏角的幅值和相位角与固定舵参数的关系;提出了旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的飞行稳定性条件。结果表明：二维弹道修正弹无控时应避免共振,有控时应限制攻角最大增量及平衡攻角幅值;有控时平均偏角的相位角较固定舵滚转角提前一个前置角。研究结果对旋转稳定二维弹道修正弹的飞行稳定性设计及制导方法研究提供了参考。     

CZ-2E火箭高空风弹道修正

高空风引起的气流攻角对火箭飞行中的气动载荷和飞行环境有较大的影响，这种影响有时可造成火箭飞行失败。为尽可能地改善火箭的飞行条件，在弹道考虑上，可采用降低飞行中气流攻角的弹道设计方案－以高空弹弹道修正法来降低飞行中的气流攻角，主要介绍高空风弹道修正的原理和方法方法以及相关的计算模型。     

基于Fluent的弹道修正弹制导状态气动仿真

采用Fluent软件对处于简易制导状态下的某型弹道修正弹在不同攻角、不同飞行马赫数下的气动力进行了仿真计算,得到了该型弹道修正弹升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律,以及弹体表面的压力分布和来流速度分布。计算所得的气动参数可以为弹道修正弹的外形设计提供依据和参考。     

跳跃滑翔弹道补能策略研究

针对高超声速跳跃滑翔弹道,采用Gauss伪谱法进行弹道优化设计,选取优化弹道的典型特征点设置补能策略。对补能过程中不同攻角规律带来的速度增量进行拟合,通过寻优并考虑弹道衔接,确定最佳补能攻角。基于补能结束点的飞行状态参数,再次采用Gauss伪谱法优化飞行轨迹。对比了在不同弹道极高点和弹道极低点进行补能对飞行轨迹、攻角、热流、动压、过载等典型参数的影响,得到了补能时机对飞行轨迹影响的规律,确定了跳跃滑翔弹道补能策略的选取原则。     

THAAD拦截弹螺旋弹道仿真分析

针对美国THAAD拦截弹发射初期所进行的螺旋轨道飞行,对能量管理技术的原理和不同攻角下的螺旋飞行能量变化数据进行了分析; 计算了不同螺旋弹道下的最大法向过载,结合法向过载变化曲线分析其对弹体设计等方面的影响; 通过六自由度仿真进行验证,得出了能量管理的前提条件是导弹飞行须具备大攻角。仿真结果表明,大攻角飞行的能量耗散作用明显大于大机动飞行,同时法向过载的变化规律为弹道的设计提供了参考。     

助推滑翔导弹对地攻击快速下压弹道设计

为了研究助推滑翔导弹针对地面固定目标的快速打击方法,通过受力分析,提出一种新的弹道下压段俯冲弹道模型。采用翻身下压的飞行方式,使导弹主升力面朝下,弹道下压过程中以正攻角下压为主,延后并缩短了负攻角的使用时间,获得了更快的弹道下压速率。以美国CAV-H为研究对象,利用高斯伪谱法进行弹道仿真计算,并与传统弹道下压方式进行对比。结果表明,与传统弹道下压方式相比,翻身下压具有更高的弹道下压效率及在高速飞行的高热流区保持正攻角飞行的特点。对于采用腹部防热设计的助推滑翔导弹,在实现弹道快速下压的前提下,有效杜绝了热流向背部蔓延,提高了俯冲攻击过程中导弹的安全性。     

制导侵彻炸弹末端弹道成形方案设计与应用

针对制导侵彻炸弹落角约束增强毁伤效果的要求,提出了带落角、攻角约束的末端最优成型弹道方案。通过对飞行控制系统应用分析,设计了保证炸弹末端攻角收敛的攻角控制算法。利用数学仿真,研究了不同重力补偿程度对制导效果的影响;检验了在低空、高空投弹和不同期望落角条件下弹道成形方案的制导效果。仿真结果表明了当制导侵彻炸弹攻击静止目标时,采用常规重力补偿末端弹道成形方案具有较强的有效性和实用性。     

超远程制导炮弹滑翔增程弹道仿真研究

本文对滑翔增程的原理及弹道特性进行了分析,建立了超远程制导炮弹滑翔增程外弹道的数学模型,对最大升阻比弹道进行了仿真,从而得出理想方案弹道及实际方案弹道。对仿真结果进行了分析,并对控制环节及鸭舵外形提出了改进措施,有效解决了飞行过程中姿态角及攻角震荡的问题,保证超远程制导炮弹能够进行稳定而有效的滑翔飞行。     

某型130mm榴弹刚体弹道建模与飞行稳定性分析

基于Simulink建立了六自由度非标准条件下的刚体外弹道模型。以该型130mm榴弹为仿真实例,利用该模型分析了射角、弹道风和初始角速度扰动对弹丸飞行稳定性的影响。仿真结果表明,该型旋转稳定弹在达到60°射角射击时容易出现弹丸飞行不稳定;弹道风使弹丸飞行初始时间段内产生较大攻角;在相同风速下弹道纵风对弹丸飞行稳定性影响较弹道横风大;初始角速度扰动使弹丸飞行过程中攻角作不等幅值振荡,Oη轴方向的初始角速度扰动主要使弹丸落点侧偏增大,Oζ轴方向初始角速度扰动主要使弹丸射程减小。     

实现高超声速跳跃式弹道关键问题的研究

为提高高超声速导弹的突防能力,使常规布局空中发射的高超声速巡航弹能采用跳跃式弹道突防,采用了在导弹再入段附加相应的正攻角产生气动升力的方法,找出了实现弹道起跳的关键参数,讨论了这些参数对弹道性能的影响.通过弹道仿真,针对初始质量为800 kg的空射导弹,实现了射程大于500 km,最大法向过载不超过10g,最大动压不超过1.5 MPa的跳跃式机动弹道.仿真结果表明,该文的飞行程序易于实现,只要关键参数在合理范围内,空射高超声速巡航弹就可在再入阶段实现跳跃机动.     

升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计

升力式飞行器助推段弹道设计面临着复杂大气飞行环境下多约束耦合条件下的运载能力优化难题,需要在满足分离高度、攻角量值与变化率限幅、入轨点高度与倾角等约束下,通过设计助推段程序角,使得入轨点速度最大.为了寻求一种快速解决这一问题的工程设计方法,以三级固体运载器为研究对象,提出了升力式飞行器助推段多约束弹道设计方法,通过设计...     

一种变后掠翼导弹弹道快速优化方法

变后掠翼导弹弹道优化问题是一个复杂的多变量优化问题;为了获得变后掠翼导弹飞行弹道,利用Radau伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的射程最远弹道轨迹;选取后掠角和攻角作为优化控制变量,并通过采取一系列实时性保证策略提高算法的计算效率;仿真结果表明:该方法能够快速优化出满足性能指标和约束条件的弹道轨迹;研究结果可为变后掠翼导弹在线重构的实现提供有益参考。     

基于遗传算法的弹道优化算法

以空空导弹的末端速度作为性能指标,其弹道倾角视为控制变量,在规定的飞行时间及射程下,优化导弹弹道使得其末端速度最大化;通过采用多项式样条插值的方法估计弹道倾角的变化规律,利用遗传算法进行优化计算弹道倾角采样点数据,最后得到满足条件的优化弹道并进行仿真;仿真结果表明：按此优化方法得到的弹道与比例导引方案弹道相比,大大提高了导弹的末端速度,研究结果对空空导弹的标准弹道设计有一定学术和工程参考价值。     

旋转稳定弹扰流片气动外形多目标优化设计

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明：采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。     

可重复使用助推飞行器轨迹优化研究

在充分调研国内外轨迹优化方法的基础上,针对可重复使用助推飞行器飞行过程中有一段大攻角飞行且期间还需进行一次大角度翻转的飞行模式,以俯仰角为最优控制量,采用直接打靶法和序列二次规划法,选择速度作为过渡量,将分离点至再入结束点的飞行过程分为调姿转弯段和再入段进行优化.分析了过渡速度和分离点处弹道倾角的取值,得到了较为合理的过渡速度和分离点处弹道倾角的取值范围,进行了该飞行过程的全段轨迹优化.仿真结果表明本文给出的优化策略能较好地获得一条满足约束条件的优化轨迹.     

基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化

针对远程精确制导炮弹弹道优化问题,给出了一种基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化方法。以制导炮弹飞行时间为性能指标,考虑一阶动力学滞后,引入虚拟控制量,并将其作为优化变量,为保证攻击效果,对滑翔末端弹道倾角和速度值进行了约束,建立了纵向平面内弹道优化模型。利用Gauss伪谱法对状态量和控制量进行了离散,将最优控制问题转换为非线性规划问题,并利用序列二次规划法对其进行了求解,最后将求解结果与传统的直接打靶法进行了对比。结果表明,该方法具有较高的优化效率,能够快速计算出满足各种约束的滑翔弹道,具有在线优化的潜力。     

空射运载火箭轨迹/穿越距离优化设计

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷计算模型,通过将上述模型转换为过程约束引入轨迹优化问题中,利用伪谱法对轨迹优化问题进行求解,从而实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹快速优化。在此基础上,梳理了空射运载火箭轨迹设计中影响火箭穿越距离、最大载荷的典型参数,分析了参数间的制约关系。仿真结果表明:该方法能够实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹优化,为空射运载火箭研制提供参考; 从降低火箭最大飞行载荷以及总体性能提升角度考虑,空射运载火箭应在较高高度进行投放,投放后以最大角速率将攻角调节至最大值,保证火箭快速穿越稠密大气,同时应尽可能缩短穿越距离,避免火箭在低空加速。     

基于高斯伪谱法的二级助推战术火箭多阶段轨迹优化

针对二级助推战术火箭在多种约束下的高精度轨迹优化问题,提出了一种基于高斯伪谱法（GPM）的多阶段轨迹优化方法。针对二级发动机的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个阶段。为了提高禁飞区或敌方火力覆盖区附近的优化轨迹精确度,引入准接触点概念,将全弹道进一步进行阶段细分,并以连接点确保相邻阶段的顺利连接。利用GPM将轨迹规划问题转化为非线性规划问题进行求解。为了进一步提高计算效率、降低初值设置的难度,设计了基于初值生成器的迭代策略,实现了二级助推战术火箭多阶段轨迹优化。充分考虑飞行器各阶段飞行特点和约束,通过数值算例表明了该方法的优点。仿真结果表明,所提优化方法求解效率高,能够得到可行的最佳轨迹。     

基于分布式并行伪谱-神经网络算法的双脉冲导弹多阶段协同轨迹优化

为求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题,并考虑将分离的发动机壳体投送至安全区域,提出一种基于高斯伪谱法和人工神经网络的分布式并行算法。针对双脉冲导弹两级脉冲的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个阶段;为预测分离发动机壳体的落点位置,建立射程预测函数,并利用人工神经网络对该函数进行离线拟合,以提高预测速度;在分布式并行算法中各导弹并行独立求解最优轨迹,并引入飞行时间下界约束保证导弹飞行时间一致性。通过两个仿真算例,将该分布式并行算法与集中式算法进行了比较,仿真结果表明,所提的分布式并行算法对于求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题可得到更优的性能指标,以及更高的求解效率。