助推-滑翔式导弹中段弹道方案的初步分析

建立了助推—滑翔式弹道中段的无量纲运动方程。采用非线性规划方法实现弹道优化。首先求解不同初始速度、速度倾角和最大升阻比的最大射程弹道,然后考虑驻点热流、过载约束,求解总气动加热最小和射程最大的最优弹道。基于前者的计算结果分析了初始条件对最大射程弹道的影响。将考虑约束的再入滑翔弹道与弹道式再入的特征参数比较,表明再入滑翔弹道的峰值热流较小,而总气动加热增加,但再入滑翔飞行时间在一般锥形体再入机动飞行器的热防护系统可承受的时间范围内。     

再入快速抵达轨迹优化设计方法

针对再入初始速度大、飞行时间约束苛刻的轨迹设计问题,提出一种基于遗传算法和攻角+倾侧角联合优化的再入快速抵达轨迹优化设计方法。该方法在再入初段利用较大攻角迅速减小弹道倾角和拉平弹道,在再入后段/滑翔段联合设计和优化攻角+倾侧角变化规律以显著降低终端飞行速度,同时满足终端高度、终端航向角、最大动压、最大热流等约束条件。该方法能够提升传统升力体飞行器再入快速到达能力并拓展其应用范围。仿真结果表明,在典型飞行器参数和较大初始再入速度条件下,全程飞行时间小于12 min,终端速度能够小于7Ma,横向机动距离超过800 km。     

滑翔导弹再入拉起段弹道优化设计与制导

对滑翔导弹再入弹道进行了分段,根据再入拉起段的特性建立了弹道优化设计模型,认为导弹在再入拉起段弹道终点时应处于纵向力平衡状态,使用Gauss伪谱法进行了再入拉起段的能量最优弹道优化计算;利用基于伪谱法优化的弹道在线生成,实时产生控制指令,实现了再入拉起段的闭环弹道控制.仿真结果表明,Gauss伪谱法弹道优化具有精度高、计算时间短等特点,闭环弹道控制能较好地消除风、再入参数偏差等干扰的影响,具有应用于在线制导的潜力.     

子母弹再入段飞行干扰弹道仿真系统设计与实现

建立了分块的子母弹全弹道仿真流程,给出了影响子母弹子弹落点散布的三类再入段干扰因素,并提出了干扰因素的基本分析方法,最后对子母弹再入段飞行干扰弹道仿真系统的设计方案进行了总结。结果表明,该仿真系统可以弹道的不同阶段为入口进行不同导弹飞行段的弹道解算,通过设置不同的干扰因素,可进行多因素对子弹落点散布影响研究,为子母弹子弹落点散布规律的研究提供技术支撑。     

基于CKF的再入段弹道目标质阻比估计

针对传统扩展卡尔曼滤波(EKF)对再入段弹道目标的质阻比估计存在收敛速度慢,估计精度不够高的问题,提出一种利用容积卡尔曼滤波(CKF)对再入段弹道目标进行估计的方法。给出了扩展卡尔曼滤波和容积卡尔曼滤波估计再入段弹道目标质阻比的性能比较。仿真结果显示,在收敛速度及估计精度上,容积卡尔曼滤波对再入段弹道目标质阻比的估计都优于扩展卡尔曼滤波。     

助推滑翔飞行器复合控制系统线性化小偏差运动方程推导与控制系统设计

助推滑翔技术是制导武器实现增加射程、提高机动突防能力的关键技术之一,对飞行器姿态控制有较高的要求,需要设计复合控制方式的姿态控制系统.针对采用空气舵与燃气舵联动控制的飞行器,建立了动力学模型,详细推导了完整的三通道线性化小偏差运动方程,结合典型弹道数据给出了动力系数图像,分析了助推滑翔弹道各飞行段中飞行器的稳定性,在此基础上选取再入段低空飞行特征点进行了姿控系统设计,仿真结果验证了线性化小偏差运动方程的正确性和控制系统的有效性,为进行此类飞行器的稳定性分析与姿态控制系统设计提供了有益的参考.     

弹道导弹及其诱饵的运动特性研究

为了研究弹道导弹及其诱饵的运动规律,分3步设计了弹道导弹主动段飞行程序。根据弹道导弹在不同运动阶段的受力情况,充分考虑大气阻力、摄动力等因素,在地心惯性坐标系下构建了包含弹道导弹主动段、自由飞行段、再入段的全弹道运动模型,并对弹道导弹的诱饵释放过程进行建模,建立了弹道导弹弹头及诱饵的运动方程组。利用该模型对携带4枚诱饵、两级火箭助推的弹道导弹进行了仿真,并分析了飞行过程中弹道导弹弹头和诱饵飞行高度、速度、倾角、加速度等随时间的变化规律。仿真结果表明,该模型能够全面准确地反映弹道导弹在几个不同运动阶段的运动特征。     

二维弹道修正引信滚转角专家系统PID控制算法

随着弹道修正引信的发展,二维弹道修正引信以其高效的修正能力成为争相研发的对象。为了实现引信滚转角的快速精准定位,提高控制系统对复杂环境的适应能力,提出了专家系统PID位置—速度双闭环控制算法。利用专家系统对PID参数进行自整定,根据偏差信号的不同状态确定PID所需的参数,从而改善系统的静态、动态性能。仿真结果显示,引信滚转角定位精度达到了3°以内,响应时间小于0. 3 s,该算法能够满足方案的技术指标。     

基于扰动大气模型的动力推进高超声速飞行器弹道特性分析

在半速度坐标系建立动力推进高超声速飞行器质心动力学方程,并进行了弹道仿真,分析了初始点参数和飞行设计参数对标准弹道影响,完成了标准大气和扰动大气模型中飞行器跳跃弹道高度、过载、热流特性的对比分析.将地球扰动大气模型应用于飞行器跳跃弹道分析,讨论了不同大气模型对动力推进高超声速飞行器跳跃弹道影响.仿真结果表明,大气参数变化对高超声速飞行器跳跃弹道最低点、最大过载、最大驻点热流和总吸热量等参数影响明显, 该结论对飞行器总体、结构、动力、热防护、导航、制导与控制系统前期设计工作有一定参考价值.     

始终处于大气层内飞行的TBM被动段弹道预测

对大气层内飞行的TBM弹道进行预测时,需要根据不同的应用要求,在求解精度允许范围内用近似方法对六自由度运动进行简化,获得简便实用的弹道预测方法。在假设获得TBM被动段弹道初始位置和速度参数的基础上,首先构建简便实用的处于大气层内飞行的TBM被动段抛物线弹道模型;然后将雷达测得的TBM被动段弹道初始位置和速度参数作为初始条件,对弹道方程采用精度较高的龙格-库塔法进行求解,相应得出被动段弹道上各点及落点的位置和速度参数,进一步确定出落点位置的地理位置经纬度。在某地空攻防对抗仿真项目中应用表明,弹道模型及其求解方法可应用于实战或较为逼真的仿真系统中。     

GPS弹道修正引信机电安全系统与起爆控制技术研究

通过对GPS和DSP技术以及国内外引信安全系统发展状况的分析,提出了在GPS弹道修正引信中应用GPS定位功能和DSP快速信号处理、高精度定时功能等较成熟的机械电子技术来实现GPS弹道修正引信机电安全系统和引信起爆的控制。     

月球返回舱再入制导律设计

针对以接近甚至超过第二宇宙速度再入地球的登月飞行器制导任务,研究了满足热流、过载、落区等约束的返回舱再入制导律。月球返回舱是低升阻比弹道升力式再入飞行器,控制策略是改变倾侧角的符号和大小。倾侧角大小的确定转化为一个单变量非线性方程求根的问题,倾侧角符号的确定依倾侧反转逻辑来满足横向走廊,其中横向走廊设计成速度的函数。通过综合偏差的Monte Carlo仿真评价制导算法的性能,仿真结果表明制导的纵向标准偏差在30km左右,横向标准偏差小于5km。此外,分析了影响滚转速率的因素,给出了调整反馈增益系数和减小滚转速率及制导精度的关系。     

弹道导弹飞行时间偏差修正方法

为实现弹道导弹精确时间协同作战,需要对出现的飞行时间偏差进行控制。根据摄动理论将飞行时间偏差在末修段预定点展开成速度和位置的线性形式,建立修正飞行时间偏差所需速度增量方程组,求出修正所需速度增量、推力作用时间和方向,利用末修发动机对飞行时间偏差进行修正。仿真计算表明:该方法可有效修正导弹飞行时间偏差。     

弹道导弹飞行时间偏差修正方法北大核心

为实现弹道导弹精确时间协同作战,需要对出现的飞行时间偏差进行控制。根据摄动理论将飞行时间偏差在末修段预定点展开成速度和位置的线性形式,建立修正飞行时间偏差所需速度增量方程组,求出修正所需速度增量、推力作用时间和方向,利用末修发动机对飞行时间偏差进行修正。仿真计算表明:该方法可有效修正导弹飞行时间偏差。     

GJB 3685—99《无线电引信弹道监测方法》简介

1.概述无线电引信弹道监测技术是利用高灵敏度的弹道监测设备,直接接连续波多普勒无线电引信在弹道上飞行时辐射的高频信号并进行解调,以获得引信接近目标时的动态性能参数,这些数据对于分析无线电引信非正常作用的原因,建立引信试验数据库都有重要意义。     

逆系统空空导弹控制器设计(英文)

利用非线性控制的逆系统方法,设计了导弹质心运动动力学系统的控制器。该控制器通过对弹道坐标系下导弹的切向过载和法向过载的控制,使导弹在控制系统中的速度、弹道倾角和弹道偏角输出信息渐近跟踪制导指令,以实现空空导弹对攻击目标的打击。仿真结果表明,导弹的质心运动参数以较高的精度快速跟踪制导指令,系统性能良好。     

反导拦截弹主动段神经网络中制导律研究

针对远程反导拦截的需求,提出了一种主动段神经网络中制导律.仿真研究表明,所提出的神经网络中制导律能近似跟踪优化弹道,对弹道倾角扰动、速度干扰和预测命中点变化具有较强的鲁棒性.     

弹道式导弹弹道多目标优化研究

以某导弹飞行程序设计为例进行了弹道式导弹弹道多目标优化研究。针对弹道设计中的多种约束和要求,建立了弹道多目标参数优化问题的目标规划法数学模型,进而采用约束变尺度法解决了最大射程及任一给定射程飞行程序选择问题,并进行了参数分析。为得到全局最优解,用正交试验法求取初始点;为提高梯度计算精度及速度,引入正交试验求梯度的方法,并作了改进,结合偏差积分法提出了新的梯度计算方法。     

电磁发射弹丸飞行弹道仿真

针对电磁发射弹丸飞行弹道进行仿真研究，在建立刚体六自由度飞行弹道模型的基础上，采用时频分析和涡流分析方法，建立电磁-动力学耦合模型分析弹丸出膛时由于膛内振动带来的炮口扰动，采用动网格技术建立电磁-气动耦合模型分析弹托分离产生的气动扰动，从而得到了电磁发射弹丸的飞行弹道模型。以得克萨斯大学先进技术研究所设计的IAT-HVP为例，仿真分析了弹丸以1117 m/s初速、0°射角出膛时弹丸出口扰动对弹体速度和气动特性的影响，并得到其飞行200 m的弹道曲线。仿真结果表明，受电磁发射一体化弹丸出口扰动的影响，弹体落点相比理想弹道产生了24%的偏差，其中炮口扰动引起的偏差最大，其次是弹托分离。     

再入机动弹道的设计

本文主要讨论再入机动弹道的设计问题。从保证落地速度最大的要求出发,在考虑了迎角对阻力系数影响的条件下,得到了选择再入机动弹道升阻比的工程方法。