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.     

再入点参数偏差对过载定延时引信误差研究

为分析导弹再入点速度偏差和弹道倾角偏差对过载定延时引信爆高精度的影响,针对再入段的飞行特性,通过再入段弹道模型,分别分析实际弹道再入点速度、弹道倾角与标准弹道的偏差对过载定延时引信爆高精度的影响,仿真结果表明:弹道倾角偏差对过载定延时引信爆高精度影响较大,在实际飞行过程中传送再入点速度和弹道倾角时可有效减小过载定延时引信爆高误差。     

曳光试验火箭和阿西纳试验导弹(综述)

曳光计划是美国国防部高级研究计划局（ARPA）“防御者”计划的一部分。曳光火箭是由多级固体发动机组成的一种试验火箭,用以携带再入体模型,使之达到洲际导弹和低速流星的速度,利用再入体在发射场附近再入,进行再入问题的研究。它的工作为反导弹武器、战略导弹的再入系统和国家航空和宇宙航行局（NASA）的宇宙航行等方面的研制工作,开创了新的试验途径,提供了极有价值的试验数据。     

弹道导弹弹头再入参数的解析解研究

针对弹头再入运动的特点,建立了旋转圆球地球模型下弹道导弹弹头再入运动的简化方程,通过将大气密度、地球引力和弹道倾角分层计算,同时结合气动阻力系数的两种解析计算模型,推导出了计算弹头再入参数的解析解。仿真计算结果表明,解析解非常接近数值解,能够较真实的反映弹头再入运动的客观情况。     

再入机动弹最佳制导问题

本文研究再入机动弹的最佳制导问题,首先分析了再入机动弹的再入弹道特性,提出了制导的要求,然后料用极大原理解出了再入机动弹的最佳制导方程,所得结果完全适用于两卫星的交会制导,在两次冲量最优交会的基础上,提供一种在有限常推力分段连续控制作用下,最优交会的解。     

再入飞行器的进展处在十字路口

美国用于先进战略导弹的机动再入飞行器的研制即将面临困难的决择。这个技术到达需要很多资金的时候,国防部可能被迫削减和压缩先进再入系统的费用。 可以机功的再入飞行器称为MARV,它区别于多弹头分导再入飞行器（MIRV）,MARV有几个类型的推进系统确保再入时的机劝。这样它可以巡航在宽广的范围内,躲避防御武器的拦截。     

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。     

高超声速飞行器滑翔再入性能评估

对高超声速滑翔再入飞行器性能评估的理论和方法进行了研究,并根据高超声速滑翔再入飞行器的特点,给出了高超声速滑翔再入飞行器性能评估的基本流程;通过对滑翔再入飞行器的系统分析,构建了该类飞行器的性能评估指标体系和评估模型;完成了性能评估软件的开发;对3种不同设计方案的性能进行了评估比较,结果表明该指标体系能够很好地反应此类飞行器的总体性能。     

反弹道式导弹最佳制导规律的确定

当弹道式再入飞行器的状态不确定时,防御弹道式再入飞行器的基本问题之一是制导拦截器问题。一般方法是先使用某种形式的卡尔曼滤波器估算再入飞行器的现时状态,然后预测它的作为时间函数的未来状态。如果知道再入飞行器的性能,就能够算出拦截器的发射时间和发射角,根据这些数据确定标称拦截点.一旦拦截器处于飞行中,由雷达测量结果,就     

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。     

2014年度国防科技工业十大创新人物(团队)

探月工程三期再入返回飞行试验任务团队再入九天向明月,"小飞"胜利把家还。2014年,他们坚持创新驱动,大力协同,攻坚克难,确保探月工程三期再入返回飞行试验任务取得圆满成功。这标志着我国全面突破和掌握航天器以接近第二宇宙速度再入返回关键技术,为完成"绕、落、回"三步走战略目标打下了坚实基础,对我国月球及深空探测乃至航天事业发展具有重大意义。     

RLV再入标准轨道制导与轨道预测制导方法比较分析

提出只更新飞行剖面参数的航程更新方法及相应的RLV再入标准轨道制导规律;结合轨道在线生成与跟踪技术,采用Runge-Kutta-Fehlberg自适应变步长轨道快速预报方法,研究了RLV再入轨道预测制导。进一步对两种制导方法进行了比较分析研究,研究认为标准轨道制导与轨道预测制导都是可行的RLV再入制导方案,其有机结合是未来可重复使用跨大气层飞行器再入制导的发展趋势。     

基于双重酉滤波的再入目标实时跟踪

适当的运动模型和估计方法是提高再入目标跟踪性能的关键.选择机动再入动力学模型,将再入目标跟踪问题转化为状态和参数的联合估计问题,并利用试验数据分析了再入模型状态和参数的相关性.针对原始双重酉滤波算法的确定性系统输入假设造成信息损失的局限性,提出了一种基于随机性系统输入假设的改进双重酉滤波算法,并从理论上分析了该算法的估...     

探月飞行器定点返回轨迹特性分析

对探月飞行器返回到预期着陆点的轨迹特性进行了研究,着重分析了月球定点返回着陆点和再入点位置的变化规律.分析了返回轨迹特征点的相对位置特性,包括月球反垂点、再入点、近地点,得到了再入点速度、纬度具有变化较稳定的规律.在特征点位置特性研究的基础上,给出了着陆点和再入点位置分析近似方法;基于月相原理研究了着陆点光照条件和月球...     

高级再入飞行器的飞行试验

洛杉矶讯——为了躲避苏联弹道导弹可能的拦截而设计的带有全自主导航系统的可机动再入飞行器,已由国防部高级弹道再入系统（ABRES）局成功地进行了飞行试验,尽管用于发射飞行器的助推器还有问题。 这种高级机动再入飞行器（AMARV）系统,对由三军高级弹道再入系统（ABRES）局,在美国加里福尼亚洲诺顿空军基地试验过的上述可机动的飞行器来说,被认为是一个重大的进展。     

探月飞船初次再入段纵程的解析预测方法

探月飞船升阻比较低,为实现长纵程飞行,必须采用跳跃式再入方式。在跳跃式再入轨迹在线规划或预测制导中,如何快速准确地预测初次再入段纵程是一个非常关键的问题。针对这一问题,研究提出一种解析预测方法:利用匹配渐进展开方法得到再入纵向运动方程的闭型近似解;将初次再入段轨迹分为三段,第一段采用高度作为积分自变量,并利用复合梯形公式得到纵程,第二段和第三段分别采用二次多项式来拟合阻力加速度-能量剖面,根据近似解结果反解出多项式系数,并将得到的阻力加速度倒数-能量函数进行积分,得到第二段和第三段的纵程;对解析预测方法的精度和计算效率进行分析,结果表明该方法计算精度较高,速度快,可用于跳跃式再入轨迹的在线规划和制导。     

基于不敏卡尔曼滤波平滑的再入弹头弹道系数提取

再入弹头超高速再人大气层是典型的非线性过程,并且再人过程存在扰动。针对系统的扰动,采用时变的弹道系数模型,针对弹头再入过程的非线性,建立了基于不敏卡尔曼滤波平滑法来提取弹道系数的模型,与不敏卡尔曼滤波法相比,改善了再入段目标弹道系数的提取精度。     

国事要闻

探月工程三期再入返回飞行试验获得圆满成功 2014年11月1日6时42分,再入返回飞行试验返回器在内蒙古中部预定区域顺利着陆。7时许,工业和信息化部副部长、国防科工局局长、国家航天局局长、探月工程总指挥许达哲在北京航天飞行控制中心宣布：我国探月工程三期再入返回飞行试验获得圆满成功。     

Gauss伪谱法的再入可达域计算方法

为了加快优化速度和提高优化质量,提出一种基于Gauss伪谱法的再入可达域计算方法。鉴于再入时一般采用固定的攻角剖面,将攻角作为状态变量,仅对倾侧角进行单变量寻优。优化过程中,再入纵程被视为终端约束,以获取不同纵程下的最大横程,将速度倾角视为过程约束,以消除弹道的跳跃现象。通过仿真,求解出了通用航空飞行器的再入可达域,结果与间接法的理论证明一致。