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增程技术是弹箭技术重点发展方向之一,而滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹箭的飞行过程,建立了滑翔增程弹箭的滑翔段弾道模型,在滑翔控制段弹体分别采用俯仰滑翔飞行和旋转滑翔飞行,分析了在滑'翔控制段弹体的两种运动模式对弹箭增程效率的影响。仿真结果表明:在滑翔控制段弹体釆用俯仰滑翔飞行,增程效率高,但在滚转控制过程中控制系统复杂,对舵机的要求高;在滑翔控制段弹体采用旋转滑翔飞行,增程效率较低,但整个控制过程中控制系统简单,对舵机的要求低。 相似文献
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滑翔飞行器一般可在较大空域和速域范围内的多种条件下投放使用。为综合提升滑翔飞行器多投放条件下的射程,以飞行性能分析中的最大射程分析为核心,兼顾最大射程的制导控制系统设计实现问题,建立包含几何外形、气动、结构质量和飞行性能4个学科的多学科分析模型。前3个学科主要为飞行性能分析提供必要的数据支持;飞行性能学科模型则在控制系统、弹道和制导律设计基础上,采用弹道仿真进行最大射程分析。针对滑翔飞行器增程优化对满足约束的初始设计方案需求,以美国联合防区外武器为参考,设计了满足约束的初始方案。在此基础上,对初始方案进行多投放条件下飞行性能分析。结果表明:初始方案的飞行性能与联合防区外武器的实际能力接近;调用多学科分析模型用于增程优化中不同设计方案的评价,最终方案的综合射程得到一定提升。 相似文献
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可重复使用运载器滑翔段轨迹快速优化方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对滑翔段轨迹多约束、强耦合、高非线性等特点,设计了一种全新的纵向飞行剖面,实现了终端约束和拟平衡滑翔条件的自动满足,并将滑翔段轨迹优化问题转化为一个双参数寻优问题。同时考虑倾侧角大小及其变化率约束,对侧向轨迹进行了设计。最后,设计了一种改进粒子群优化算法,通过外点法对约束条件进行处理,并提出一种变异策略对种群多样性进行准确控制,避免粒子陷入局部最优。仿真结果表明,该优化方法能够快速生成满足所有约束条件的最优滑翔轨迹;对于航程超过3000 km的场景,轨迹优化平均时间仅为5.94 s,最大终端相对误差不超过1%。 相似文献
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防区外投放制导炸弹滑翔段垂直面最优制导 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了制导炸弹质点非线性运动模型条件下垂直面能量最省最优滑翔问题。为避免采用两点边界值计算带来的复杂性,以协态变量稳态解为基础求得了最优滑翔攻角的近似解析解。最优攻角满足非线性方程,需要采用叠代方法求解。为方便工程应用,给出了简化的最优攻角直接计算方法,并与最大升阻比攻角滑翔控制进行了制导性能比较。仿真结果表明,本文的最优滑翔制导律能够明显改善滑翔末端性能,滑翔末端高度得到较大增加,而速度减少不大。 相似文献
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远程制导炮弹非线性模型预测控制器设计 总被引:2,自引:0,他引:2
针对远程制导炮弹动力学模型多输入、多输出、多约束、非线性和快时变的特点,基于模型预测控制理论,设计了一种组合型非线性预测控制器.此控制器综合了2种非线性模型预测控制方法,一种方法以序列二次规划为在线优化算法求解最优控制律,另一种方法具有解析形式控制律.2种方法的合理组合克服了前一种方法的控制延迟和后一种方法没有考虑约束的缺点.将设计的控制器用于某制导炮弹滑翔段控制,仿真结果表明,该控制器控制效果较好. 相似文献
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复合制导炮弹最优滑翔弹道与控制 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了制导炮弹最优滑翔弹道与控制问题.建立了滑翔弹道模型,以射程为指标函数,考虑终端速度、高度和弹道倾角约束,采用庞特里亚金极大值原理和共轭梯度法求出控制变量有约束的最优滑翔弹道,简要分析了滑翔增程机理.给出2种纵向通道控制结构,并进行控制参数设计,数值仿真表明2种控制结构均可实现对最优滑翔基准弹道的精确跟踪. 相似文献
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为研究变质心控制高速滑翔弹在下滑弹道上的动力学建模与弹道跟踪控制问题,基于Lagrange分析力学建立了滑翔弹在下滑纵向平面上的动力学方程,并将其转化为标准状态方程.在标准下滑弹道的某配平点上作小扰动线性化,然后根据LQR理论设计了飞行控制律.控制律通过沿弹头纵轴移动的滑块实现,可避免空气舵在高速飞行条件下的气动热烧蚀等问题.数值仿真表明,滑块具有强大的控制能力,只需在较小范围内移动即可有效控制弹头精准跟踪标准下滑弹道,验证了本文方法的有效性和可行性. 相似文献
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针对常见光学下滑道稳定算法中飞行员操纵负担和着舰误差二者相互矛盾,并且不能实现闭环控制的问题,提出一种改进的光学下滑道稳定算法。首先介绍母舰运动的简化模型,分析点稳定、角稳定、线稳定和惯性稳定4种常见的光学下滑道稳定算法,然后建立飞行员操纵负担和着舰误差的数学模型,最后在惯性稳定的基础上,将着舰误差作为飞行员操纵负担进行稳定解算,得到改进算法的灯箱运动控制规律。分析结果表明:该算法充分兼顾了飞行员操纵负担和着舰误差这2个主要因素,并通过着舰误差的引入实现了闭环控制,为光学下滑道的稳定提供了新思路。 相似文献
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为解决滑翔飞行器再入段受力复杂、非线性约束条件多、弹道设计难度大的问题,对平衡滑翔条件下的
弹道解析关系进行分析。根据平衡滑翔的概念,通过简化的动力学微分方程,对滑翔飞行器再入段弹道影响因素进
行分析,联合大气指数模型,推导出平衡滑翔条件下的弹道初始参数与速度、射程以及高度的解析关系,并进行仿
真验证。仿真结果表明:更高的滑翔初速和最优的平衡滑翔初始入射角可以增加滑翔距离,不同高度再入时对射程
影响不大。 相似文献
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针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。 相似文献