再入高超声速滑翔飞行器可达区域快速预测方法

为了使防御方实时了解目标威胁以尽早制定拦截方案,提出一种再入高超声速滑翔飞行器可达区域快速预测方法。基于防御方所知目标信息,分别设计了目标识别算法、防御方轨迹优化算法以及可达区域拟合方法。首先通过目标升阻比大小判断目标类型,以此确定预测算法的起始时刻,然后运用防御方轨迹优化算法得到最大纵程、最小纵程、最大横程3类轨迹,最后对这3类轨迹的落点进行椭圆拟合,生成目标可达区域。仿真结果表明该方法能够快速判断目标类型并生成目标可达区域,对反再入高超声速滑翔飞行器指挥决策问题的研究具有重要意义。     

高超声速飞行器纵向平面滑翔飞行制导控制方法

针对高超声速飞行器纵向平面内准平衡滑翔制导控制问题,提出一种基于动态面控制和滑模控制的制导与姿态控制系统设计方法。建立高超声速飞行器纵向平面质心和绕质心运动模型,以航程预测-校正控制为出发点得到期望速度倾角并结合飞行器纵向模型中速度倾角、攻角和俯仰角速率间的关系,利用动态面控制方法、终端滑模控制和二阶滑模控制方法完成高超声速飞行器纵向平面内制导与姿控系统设计。基于偏导系数矩阵形式的通用高超声速飞行器气动模型,完成期望攻角和左右升降舵偏角指令的解析计算。通过高超声速飞行器对该制导控制系统设计方法的有效性和鲁棒性进行仿真验证。根据数值仿真结果,系统阐述了高超声速飞行器进入准平衡滑翔飞行前后制导控制系统工作的特点,进而总结了从初始下降段到准平衡滑翔段交班飞行阶段制导控制系统设计需要注意的问题。     

基于微分平坦的高超声速滑翔飞行器轨迹规划

针对高超声速滑翔飞行器再入轨迹规划问题,提出了一种基于微分平坦理论的三自由度轨迹生成方法。在分析纵向运动简化模型的微分平坦属性基础上,将纵向参考轨迹规划问题映射到平坦输出空间,消除微分动力学约束的同时降低系统设计的维数,进而提高求解效率;采用全局插值多项式参数化平坦输出函数,将问题转换为非线性规划问题求解;设计比例-微分反馈控制律跟踪纵向参考轨迹,同时采用航向角误差走廊控制侧向运动,实现三自由度轨迹生成。仿真分析表明所提出的方法能够较快生成满足多种约束且性能优化的飞行轨迹。     

程明定教授

程明定教授 ,194 7年1月生 ,湖北浠水人 ,中共党员。 196 5年考入西北工业大学飞机工艺专业 ,1970年本科毕业 ,1979年在西北工业大学计算机专业攻读研究生 ,获工学硕士学位。 1984年调入武警技术学院 (现武警工程学院 )任教。历任教员、教研室副主任、主任、系副主任、主任 ,大校警衔。国务院第一批政府特殊津贴享受者 ,全军军事运筹学学会常务理事 ,中国电子学会高级会员 ,西北地区军队计算机学会副理事长 ,全军通信系统研究生教育专家组成员。 1993年被评为全国优秀教师 ,硕士研究生导师 ,武警部队著名计算机专家。程明定教授治学严谨 ,工…     

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。     

“标准”导弹全家福

“标准”导弹是美国研制的一种模块化、中高空、中远程舰空导弹。自问世至今的几十年间,历经多次改装及更新换代,先后衍生出17个型号,总共生产2万多枚。除装备美国海军外,还出售给13个国家和我国台湾地区,是目前世界上装备数量最多的舰空导弹。横空出世的“标准-1” 1963年,美国海军完成了“鞑靼人”导弹改进计划和“自动寻的小猎人”导弹计划。在此基础上,研制了“标准-1”导弹,     

基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法

对多约束条件下远程助推滑翔飞行器再人滑翔飞行问题,提出了一种基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法.建立了远程助推滑翔飞行器的动力学模型,确定了飞行轨迹约束条件,详细阐述了基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法的制导原理,设计了远程助推滑翔飞行器的侧向和纵向制导律,并采用LQR( linear quadratic regular)方法设计了纵向制导参数,仿真验证了该方法的可行性.与以往再人滑翔制导方法不同,该制导方法主要利用飞行攻角的变化来调节飞行轨迹,飞行过程中飞行器的速度倾侧角较小.仿真结果表明,该制导方法能满足远程助推滑翔飞行器的再入滑翔制导问题,并且具有较好的鲁棒性和自适应性.     

临近空间飞行器纵向逆控制系统设计

建立了临近空间飞行器无动力滑翔阶段的纵向运动模型,并应用动态逆方法推导了模型的逆系统.系统相对阶等于绕质心运动模型的系统阶数,实现了绕质心运动模型的线性化.为了克服纵向运动模型的隐动态和参数的不确定性,在内环动态逆控制器的基础上,设计了外环最优调节器.仿真结果表明:飞行器纵向逆控制系统可以准确跟踪俯仰角或攻角指令,并对参数不确定性和外界干扰具有较好的鲁棒性,具有工程适用性.     

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.     

论军队出包工程经济效益审计

文章阐述了军队出包工程经济效益审计的主要内容,分析了军队出包工程经济效益审计的重点环节,构建了军队出包工程经济效益审计的评价指标与标准,为进一步提升军队出包工程经济效益审计水平提供了理论依据。