基于蒙特卡洛方法的运载火箭残骸落区划定

针对日益突出的运载火箭落区安全问题,研究了用蒙特卡洛弹道仿真描绘运载火箭残骸落区的方法,并使用该方法划定了某运载火箭一级残骸落区。通过仿真分析了残骸落点散布的主要干扰因素及其影响,提出了航天发射场落区安全控制建议。     

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。     

一种多约束条件下高超声速导弹对地攻击的三维最优变结构制导律

针对高超声速空地导弹多约束高精度末制导的基本需求,在三维解耦的俯仰平面和转弯平面上分别设计制导律。在综合考虑脱靶量、落角、入射角等多种约束条件后,运用最优控制构造的最优制导律设计了一种三维最优变结构制导律,接着利用梯度自适应下降法和T-S模型改进了速度约束控制。最后通过典型弹道的结果显示该制导律能够满足多约束高精度制导的需要,具有良好的弹道性能。     

高超声速飞行器多目标复杂约束滑翔弹道优化

针对气动热、过载、动压、控制量、航路点、禁飞区以及终端状态等复杂约束条件,提出高超声速飞行器多目标滑翔弹道优化方案。建立换极运动模型,简化部分约束条件的处理,并规避了传统运动模型的奇异问题;在此基础上,引入物理规划方法将多目标优化问题转换为反映设计者不同偏好的单目标优化问题;进一步基于分段Gauss伪谱方法将弹道单目标优化的最优控制问题转换为非线性规划问题进行求解。仿真结果表明,该方法获得的滑翔优化弹道能满足复杂约束要求,同时能够反映设计者的不同偏好。     

一种基于过重力补偿的双角度约束制导律研究

为保证被动寻的导弹在较低的平飞弹道情况下实现对坦克目标的最佳毁伤效果,设计了一种提升末端落角的修正比例导引制导律。在传统比例导引的基础上加入过重力补偿的修正项,同时考虑导引头框架角的约束,实现对导引头框架角约束下的大角度攻击。仿真表明,该导引律能在满足导引头框架角约束的条件下以大落角命中坦克目标。     

一种带落角约束的三维精确制导律

为解决三维全向攻击制导问题,提出了一种新的制导律,在理想条件下,它能同时获得零脱靶量且满足任意三维落角约束要求。该方法将二维落角控制导引律(IACNG)扩展为三维,并利用四元数理论推导三维旋转矢量修正项。它不需要提供弹目距离测量信息和剩余飞行时间估计信息,适用于主动和被动寻的制导。仿真结果表明,该制导律满足脱靶量和全向落角约束要求,且在弹道末端需用法向过载接近0。     

便携式自寻的反坦克导弹攻顶弹道研究

便携式反坦克导弹在通过击顶方式打击目标时,要同时满足落角和精度的要求,以达到对目标的毁伤效能。首先推导带落角约束的最优比例导引律;然后设计携式反坦克导弹击顶弹道方案,导弹先出筒无控,以指数规律完成爬升,采用定攻角进行滑翔飞行,弹道末端运用推导的导引律来满足对落点和落角的约束。仿真结果表明,当反坦克导弹攻击不同距离的目标时,该弹道方案具有较强的有效性。     

临近空间高超声速目标拦截弹弹道规划

利用弹道规划设计了针对临近空间高超声速飞行器的拦截弹道。分析了临近空间高超声速目标拦截问题,将其定性为临近空间的远程高超声速拦截,并提出弹道规划需求;设计了一种两级助推的拦截弹,建立了考虑地球曲率和自转的拦截弹质点平面运动模型;根据弹道规划需求设计弹道约束,以末速最大、与终点距离误差最小和全程热量最小为指标建立拦截弹弹道规划问题;采用粒子群算法求解弹道,结果表明:符合约束的规划弹道是高抛再入形式,与比例导引弹道和准最佳弹道相比,拦截弹大部分时间飞行在大气层外,有效降低了气动热效应影响和对弹体材料的性能需求,且为末制导段提供良好的初始工作环境。     

考虑导弹速度时变的带落角约束制导律

针对小型战术导弹可能具有一定程度变速能力的问题,将导弹的速度曲线拟合为速度关于相对距离的指数函数,通过直接求解黎卡提方程得到了一种速度时变条件下的满足落角约束的最优制导律。仿真表明,该制导律可以满足设计要求,且在速度时变条件下,相比传统的最优制导律具有更平直的弹道和更小的需用过载。     

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。     

滑翔飞行器多目标弹道优化的进化-配点混合求解策略

针对高超声速滑翔飞行器弹道多目标优化问题,综合考虑计算效率和精度,结合分解进化算法与配点法提出一种混合求解策略。根据滑翔飞行器动力学模型和弹道设计中需要考虑的约束条件,建立飞行器多目标弹道优化模型。利用控制量离散化方法将多目标弹道优化问题转化为带约束的多目标参数优化问题,并采用罚函数法处理约束条件,随后利用分解多目标进化算法进行求解。为了提高弹道优化的精度,将椭球聚合法与配点法相结合,以多目标进化算法得到的Pareto解作为初始解进行迭代求解。通过典型的复杂约束多目标弹道优化的算例表明,所提出的混合求解策略能够获得满足复杂约束要求的Pareto最优解集,实现有效的多目标弹道优化。     

基于改进差分进化算法的内弹道参数优化

火炮内弹道参数直接影响其计算结果,内弹道参数优化设计是内弹道分析计算的重要环节。基于经典内弹道计算模型,以火药内弹道计算中最为敏感的燃速指数及其燃速系数为设计参量,以最大膛压及弹丸初速的计算值与测试值一致性为目标,对差分进化算法群体的初始化、变异因子及变异模式进行了改进,对某型火炮的内弹道参数进行了优化计算。优化设计结果表明改进后的差分进化算法满足内弹道设计工程实践要求,为内弹道参数优化设计提供了一种有效的算法。     

基于典型弹道的反导导弹制导方式分析

针对典型的导弹弹道仿真,通过对反导导弹的几种备选制导律进行了参数调试和数字仿真,设计了初、中制导方案,通过数字仿真给出了弹道规划,明确了允许的发射条件。同时,分析了各方案主要的制导信息误差及其影响,针对高斯噪声误差模型提出了制导信息误差指标。最终确定了较优制导方案。该方案经数字仿真验证具有较优的攻击区性能,攻击区较大、发射条件约束较为宽松,以当前的技术水平有望实现。     

反坦克导弹带落角约束滑模导引律研究

为增大反坦克导弹终端落角,提高战斗部的毁伤效能,基于终端滑模控制理论,及弹目相对运动模型,选取弹目相对速度偏角作为滑模面,同时引入落角约束项,结合快速幂次趋近律,推导出了一种带落角约束的滑模导引律。采用有限时间控制理论对导引律的稳定性和有限时间收敛特性进行了证明。最后基于弹道仿真,将该导引律与带落角约束的偏置比例导引律进行了对比仿真分析,结果表明该导引律能够满足制导精度和末端落角约束的要求,脱靶量更小,落角控制精度更高,鲁棒性更强。     

航空时敏制导炸弹增程弹道组合优化设计

为增强航空时敏制导炸弹在中制导段的滑翔能力,将极小值原理与自适应进化粒子群算法相结合,提出了一种适用于航空时敏制导炸弹增程弹道的组合优化设计方法。基于纵向平面内质心运动模型,推导了性能指标泛函及各不等式约束函数。引入Lagrange乘子矢量并建立相应的Hamilton函数实现无约束泛函极值问题的转换,推导出兼顾各优化目标函数的满意优化模型。利用自适应进化粒子群算法对该段增程弹道进行了攻角与弹翼张合档位双设计变量的组合优化。数值仿真算例表明,在满足状态方程约束的条件下,双变量的增程效果比常规单变量控制时显著提高,其优化结果可为制导炸弹弹道规划设计的研究提供一定的理论参考。     

高超声速滑翔目标拦截弹方案设计与弹道规划北大核心

针对高超声速滑翔目标的拦截问题,分析了拦截窗口、拦截方式以及毁伤方式等拦截问题,并提出了拦截弹总体方案及弹道规划需求;开展了拦截弹总体方案设计,设计了一种两级助推的拦截弹方案,确定了推进系统、操纵系统的总体基本参数,并完成了拦截弹气动外形设计与质心定位;构建了拦截弹弹道规划的分析方法和工具,根据设计约束开展了针对HTV-2高超声速滑翔目标的拦截弹道规划研究,采用粒子群算法对弹道进行了求解。结果表明:采用空基拦截的方式可达到预期的最大拦截速度,满足拦截弹拦截滑翔武器的速度约束指标;此外开展了该拦截弹拦截概率评估,确定了针对高超声速滑翔目标可采用分层防御的方式从多个拦截站依次拦截。     

带落角约束有限时间收敛滑模制导律北大核心

根据有限时间收敛定理,改进设计了带落角约束的有限时间收敛滑模导引律,证明了所提出的导引律在有限时间内,制导系统状态收敛至滑模面,同时弹目视线角速率收敛至零而且弹道角满足终端落角要求。进一步将导引律推广到考虑自动驾驶仪为一阶惯性环节延迟特性的情形。最后,仿真结果表明该导引律的有效性。     

自寻的多用途反坦克导弹基准弹道设计与仿真

为了使反坦克导弹满足现代战场多用途化的需要,可实现平飞攻击和攻顶攻击,对某型反坦克导弹平射弹道和攻顶弹道进行了初步设计,提出了一种可以实现平射和攻顶的弹道方案,在外弹道学和导弹总体参数的基础上建立了它的运动方程,最后基于Simulink对其进行了编程和仿真。仿真结果表明,采用设计的弹道方案平射时导弹落角可达-15°的要求,攻顶时导弹落角可达到-30°的要求,即可以实现平射和攻顶弹道,所以设计的弹道可为未来多用途反坦克导弹弹道提供借鉴。     

带落角约束有限时间收敛滑模制导律

根据有限时间收敛定理,改进设计了带落角约束的有限时间收敛滑模导引律,证明了所提出的导引律在有限时间内,制导系统状态收敛至滑模面,同时弹目视线角速率收敛至零而且弹道角满足终端落角要求。进一步将导引律推广到考虑自动驾驶仪为一阶惯性环节延迟特性的情形。最后,仿真结果表明该导引律的有效性。     

某制导侵彻航弹复合制导方案设计

首先分析了着靶姿态对钻地弹侵彻的影响,并就某制导侵彻航弹要求弹着角大和射程远的特点,提出了解决方案,设计钻地航弹复合制导方案,即通过方案弹道加末端角约束比例导引律实现对钻地航弹射程和末段着靶姿态的要求。针对方案弹道设计PID控制律,提出了中末段制导方案转换条件,仿真结果表明弹药着地时具有高速且满足末端角度约束。