临近空间拦截弹非线性控制系统性能研究

针对临近空间高超声速拦截弹执行机构非线性特性影响控制系统响应,提出基于次优控制理论及bang-bang控制理论对该问题进行研究.针对舵偏角速率饱和影响控制系统响应,通过改进正定阵P,Q来确保系统响应特性;针对舵偏角饱和影响控制系统响应,通过建立bang-bang开关曲线,分析推导出开关切换次数及最优时间表达式;最后仿真结果表明临近空间拦截弹的舵偏角饱和严重影响飞行控制系统的快速性.     

旋转导弹的气动布局与旋转效应

本文在对导弹的各种气动布局进行综合分析的基础上,结合导弹气动布局的发展趋势与旋转导弹研制使用中的特点指出,鸭式布局的旋转导弹是一种很有竞争能力、生存能力的导弹,特别是对于中小型,低空、超低空,末端寻的导弹更有其独特的优越性。对旋转导弹气动布局设计,静、动稳定性设计,马格努斯效应的产生机理和影响因素,气动力试验中的难点和应考虑的问题等作了较全面的分析;提出了旋转效应对导弹气动特性的影响,马格努斯力和力矩随攻角和转速的变化规律,在旋转导弹设计计算中使用的一些方法和方法的应用范围,以及旋转导弹与非旋转导弹流场之间差异。指出在非旋转导弹设计计算中惯用的概念、术语应用于旋转导弹时,应根据旋转导弹的特性作相应的修改。     

无人机配载弹射式导弹静稳定性分析

通过刚体飞行六自由度动力学方程建立弹射式导弹初始段无控飞行模型,并结合弹射装置动力模型和导弹发动机推力模型进行仿真计算。基于无控飞行模型和仿真结果分析了无人机配载弹射式导弹发射特性,在导弹初始飞行段对机弹分离安全性和导弹姿态控制要求进行了研究。对导弹不同静稳定度下的运动特性对比分析,分别给出了满足各种安全和控制要求的导弹静稳定度范围。进一步综合所有安全和姿态控制要求,得到了满足所有要求的最佳静稳定度。经过一个实例的仿真研究,结果表明建立的模型与所用到的方法是合理有效的。     

旋转导弹姿态稳定控制方法研究

旋转导弹往往采用初始静不稳定的结构形式使得在攻击目标时具有较大的过载能力,如何能够保证旋转导弹平稳地度过静不稳定段是导弹正常飞行的关键.采用姿态稳定控制方法对初始段进行控制,使导弹顺利度过静不稳定段,通过数学仿真及半实物仿真验证了该控制方法的有效性.基于正交试验设计的仿真试验表明,在各种气动干扰因素影响下,旋转导弹均能实现较高的姿态控制精度.     

用于战术导弹气动参数辨识的输入设计研究

为了研究h=8 km,Ma=2条件附近导弹飞行试验中输入设计对气动参数辨识精度的影响,验证气动力模型的有效性,以方波信号为基础设计了3种开环舵偏指令。通过开环飞行弹道仿真试验,采用递推最小二乘法,对多项式非线性气动力模型中的气动参数进行了辨识。气动参数辨识结果表明,单级方波,偶极方波,"211"多级方波3种输入用于气动参数辨识是可行的,辨识精度是可接受的,辨识所用的纵向三自由度气动力模型是有效的。     

动态逆在变质心导弹姿态控制中的应用

针对导弹变质心这种新的控制方式,建立了变质心旋转导弹准弹体下的动力学模型,由于模型是复杂非线性的,通过按线性化族近似化理论对模型进行了合理简化,并用动态逆控制理论对系统的姿态控制进行了设计,仿真结果表明,所设计的变质心导弹动态逆姿态控制具有很好的快速性、稳定性.仿真证明这种方法是有效的.     

波浪扰动下的小型潜射导弹出水动力学建模与仿真

运用Morison公式,提出波浪扰动作用下,考虑弹体运动与波浪耦合的导弹出水过程动力学模型,并对小型潜射导弹的出水过程进行仿真和分析。以弹体姿态变化为例,研究弹体运动与波浪间的耦合关系对波浪扰动作用的影响,分析海情等级、波浪相位、出水速度、出水姿态角等因素对导弹出水过程的影响。结果表明,考虑弹体运动与波浪间耦合关系的出水动力学模型更加准确;潜射导弹的小型性和快速出水特性有利于降低波浪对导弹出水姿态的影响;对快速出水的潜射导弹,波浪扰动分析时须考虑海情等级、出水时间和波浪相位的影响。     

大攻角导弹控制的经典和现代方法比较

比较研究了大攻角导弹的经典和现代控制方法的精度和鲁棒性.基于大攻角非线性弹体动力学模型,根据经典三回路控制系统结构和动态逆双时标极点配置方法分别设计了控制器,研究了两种控制方法的指令跟踪精度和抗弹体气动参数摄动的鲁棒性.结果表明,传统控制方法的鲁棒性和快速性与现代方法基本一致,而现代方法则具有更好的稳态精度.     

考虑弹体动态特性的非奇异有限时间制导律

为满足导弹拦截机动目标时交会角约束和有限时间收敛的需求,建立了考虑弹体一阶动态特性的制导模型。把目标加速度视为有界外界干扰,同时结合非线性反步设计法中的动态面法,设计一种考虑弹体动态延迟的非奇异滑模制导律,并且证明了基于Lyapunov稳定性理论制导系统状态可渐进收敛到零。在所设计的制导律下,对单侧机动的低空高速目标进行仿真。仿真结果表明所设计的非奇异制导律可以有效降低弹体动态延迟带来的影响,而且具有较低的脱靶量与交会角误差;与考虑弹体动态特性和交会角约束的最优导引律相比,其具有更高的制导精度。     

旋转弹控制系统结构与弹体静稳定特性研究

采用劳斯稳定判别法,结合某旋转弹的实际控制结构和弹体特性,对不同控制结构对静稳定度适应程度进行了分析,重点研究了不同的控制系统回路结构对弹体稳定特性的适应能力,为旋转弹控制系统设计提供更有针对性的参考。     

交联耦合对自旋导弹控制系统特性的影响分析

基于小扰动线性化的弹体运动模型,建立了自旋导弹的三回路自动驾驶仪控制模型,得到了复数形式的闭环传递函数。在此基础上,分析了闭环系统的交联特性,结果显示,三回路自动驾驶仪使自旋导弹实现了稳态解耦,且闭环稳态增益不受气动参数变化影响。利用复系数线性多项式稳定性判别方法,研究了自旋导弹的闭环稳定性,分析了交联项对三回路自动驾驶仪稳定裕度的影响情况,得到了系统的闭环稳定条件。     

Bang-Bang控制方式旋转导弹气动特性数值分析

为研究Bang-Bang控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转,对Bang-Bang控制式旋转导弹在不同攻角、马赫数和转速下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律。研究表明,因鸭舵洗流方向的改变,耦合导弹自旋会导致弹体和尾翼的侧向力发生突变。通过与不控鸭舵的旋转导弹进行对比,采用Bang-Bang控制式鸭舵的旋转导弹的周期平均侧向力系数变小,周期平均法向力系数变大。由于侧向力的存在,导弹在一个周期内的合力会偏离竖直方向,合力偏离竖直方向的角度随着马赫数、自旋速率和攻角的增大而减小。     

拦截高速机动目标的最优制导律

对于远距离拦截高速、大机动目标,不仅拦截弧段长,拦截飞行时间也更久。拦截弹在飞行过程中的能量管理与优化问题,也是在拦截制导律设计时必须要考虑的问题。将非线性弹目运动关系降阶简化后,运用最优控制理论,将能量管理纳入考虑中,得出针对高速、机动目标的最优制导律,且可以满足终端碰撞角约束。通过引入分段线性和指数两种形式的阻尼,使得导弹在拦截高速高加速目标时,对目标机动的敏感度随弹目距离变化,从而达到能量管理的目的。通过二维非线性仿真验证了制导律的性能。     

基于STK的标准-3导弹拦截过程仿真研究

导弹拦截过程仿真是导弹设计和性能分析的重要手段,目前导弹弹道仿真以二维弹道仿真为主,对导弹性能描述不够全面。针对复杂战场环境中的弹道三维仿真问题,利用STK中自带的战场环境模型和强大的数据处理能力,通过代入导弹弹道数据的方法,可以较好地实现弹道三维仿真。以美国标准-3导弹的反卫拦截过程为研究对象,分析拦截过程的数学弹道模型和STK中的仿真对象设置流程,实现"标准-3"导弹拦截过程三维仿真。最后的仿真结果显示,其数据精度完全满足仿真任务要求。     

导弹大攻角高机动飞行特性分析与仿真

以新一代无翼式气动布局导弹为背景,在大攻角气动特性理论基础上,分析了在导弹主动段、攻角在180°范围内变化的导弹飞行特性,得出了90°内大攻角最大转弯能力和180°攻角附近最大降速效果的结论。进行了俯仰平面S型轨迹机动飞行仿真,仿真结果说明了大攻角飞行的高机动特性。     

直接力/气动力复合控制系统鲁棒稳定性分析

脉冲发动机作为直接力与空气舵复合控制能有效提高导弹的快速性和末端大过载机动能力。由于脉冲发动机的喷流干扰会对复合控制系统的稳定性产生影响,本文在考虑脉冲发动机自身喷流因子效应以及对导弹气动干扰的情况下,把直接力喷流作用等效为弹体的气动力进行建模,并结合复合控制系统的性能指标以及稳定判据,对一类复合控制自动驾驶仪的鲁棒稳定性进行了分析,给出了直接力喷流作用下复合控制系统的满足性能要求的稳定边界。     

基于Kalman滤波的飞行中对准技术研究

对于要求快速反应能力的导弹武器系统,初始对准难以满足武器系统对快速性的要求.这种情况下,发射平台只提供简单的初始化,对准过程在导弹飞行过程中完成,这种方法称为飞行中对准.建立了飞行中对准的数学模型,通过仿真计算研究飞行中对准的性能以及影响对准性能的因素.     

基于CFD方法的典型防空导弹气动反设计研究

建立了基于计算流体动力学(CFD)的防空导弹气动反设计方法,对世界几种典型防空导弹气动外形进行了反设计研究,计算了气动特性参数,进一步通过综合对比,剖析了气动布局以及气动外形的主要特点,最后给出了总结和启示,可作为工程设计的有益参考。     

垂直发射拦截导弹的气动力设计分析

本文论述了垂直发射拦截导弹的气动力外形设计问題。采用的设计方法是用于初步确定导弹的性能,包括导弹速度,最小和最大拦截距离。机动性(或者说平衡过载和弹体时间常数)和发射段的拐弯能力。作为一个例子,所分析的导弹的速度在海平面为M≈3马赫,最小和最大拦截距离分别为1海里和9海里。同时为了能对付入侵目标,它的机动能力应该大于50g。这些要求通常可以根据要对付的威胁范围来确定。导弹的发射重量,有效载荷(即制导设备,战斗部和引信)的重量,长度和体积应考虑发射筒的限制。假设推进系统提供的推力能够把有效载荷送到要求的射程并达到足够的速度和机动能力。通过对下列一些问題的气动力分析来确定导弹的气动外形,它们是:控制类型,对导弹的物理限制,阻力和制导传感器的性能,升力和控制面的优化,用于垂直发射和拐弯的燃气舵控制,弹体时间常数和导弹的性能。     

HTK反导拦截弹瞄准点的一种优化选取方法

为提高HTK反导拦截弹命中、杀伤目标的概率,针对传统防空导弹瞄准点选取方法的不足,从拦截弹对目标杀伤概率的影响因素及其与拦截弹瞄准点之间的关系出发,引入拦截弹弹道分布特性、弹目遭遇条件、目标易损性等作为瞄准点位置的影响因素,根据使拦截弹获得对目标最大杀伤概率的思路,推导并提出了通常条件下基于目标易损区边缘的瞄准点优化选取方法。算例仿真结果及对比分析表明,HTK拦截弹运用该方法选取优化瞄准点、提高对目标杀伤概率是有效、可行的。