高旋弹头滑块控制的建模与仿真

建立了双滑块机构下的高旋弹头动力学分析模型,对气动力矩变化和惯量张量变化给外弹道参数带来的影响进行了仿真研究,结果表明:双滑块机构对弹道三维方向的改变均有效果,同时弹头飞行攻角也是逐渐减小,因此系统的稳定性也是可以得到保证的,这就为后续的闭环控制提供了必要的保证.     

末修迫弹修正效果影响因素分析

在对脉冲控制迫弹末修原理简单介绍的基础上，在六自由度弹道模型上进行了蒙特卡洛仿真打靶试验。分析在落点预测导引模式和XZ追踪导引模式下，脉冲启控时刻、脉冲个数和修正模式对修正效果的影响，并对两种导引模式修正原理和特点进行详细的对比分析，得到两种导引模式下确定脉冲参数的原则。     

复杂约束下的导弹作战任务规划模型和算法研究*

导弹作战任务规划是一个涉及时间、资源、质量和其他关系约束的复杂问题.首先通过定叉约束满足效用对基本约束满足模型进行了扩展,建立了导弹任务规划的约束满足优化模型.在此基础上,研究了任务规划模型求解的时间和效用传播算法,提出了基于综合效用的优化求解框架.该模型和求解框架易于解决具有多种约束因素的复杂问题,具有较好的通用性.通过定义软、硬约束效用,使得实际任务规划问题求解具有更好的灵活性.     

飞行器航路规划算法分析

针对现代军用飞行器任务规划系统航路规划的特点,分析了飞行器航路规划的基本要求,阐述了目前国内外应用和研究的几种航路规划算法:A*搜索算法、遗传算法、粒子群算法、数学规划算法、电势理论法等,并对飞行器航路规划算法的发展趋势进行了展望.     

载人火星任务气动捕获段轨道初步设计

以载人火星探测任务为背景,建立了气动捕获段轨道的三自由度动力学模型。给出了满足任务要求的约束条件,求解了进入走廊,并分析了相关参数对轨道的影响。在此基础上采用遗传算法与序列二次规划相结合的串行优化策略,分析了通过侧倾角控制可达的航程范围。研究表明,气动捕获相对于直接减速入轨在能量需求上有显著优势,且具备一定的机动能力,是一种较为可行的载人火星飞船入轨方式。     

舰炮弹道估计的卡尔曼滤波算法

针对舰炮弹道观测校正中的弹道最佳估计问题,提出了转换卡尔曼滤波算法,在三维空间里对观测弹丸飞行轨迹进行滤波,估计最佳弹道。给出了具体的算法并用某型海军舰炮进行了仿真,取得了较好效果。     

临近空间拦截弹最优弹道跟踪制导律

针对拦截临近空间高超声速飞行器的弹道跟踪过程,基于线性二次型调节器理论和高斯伪谱法设计一种跟踪制导律。为了对标称弹道进行精确跟踪,考虑线性二次型跟踪问题,应用最优控制理论推导最优解的充要条件,得到带时变增益的线性状态反馈控制量的表达式;基于高斯伪谱法,在离散的勒让德-高斯点上利用标称弹道数据计算差分矩阵和系数矩阵,求得状态扰动反馈控制律。仿真结果表明,与基于求解矩阵黎卡提方程的方法相比,该方法选取较少的节点即可获得高精度的反馈控制量,且运算效率大幅提高,满足在线实施要求。     

考虑扰动引力影响的弹道助推段误差传播解析计算方法

针对地球扰动引力对弹道导弹惯性导航精度影响日益突出这一问题,研究了沿弹道扰动引力的多项式拟合方法,并基于线性系统理论和弹道摄动思想推导了用于求解扰动引力对弹道助推段状态影响的完整解析表达式。同时考虑扰动引力影响与导弹视加速度之间的耦合特性,将扰动引力引起的视加速度偏差视为扰动引力影响的附加补偿项,并进行迭代修正。仿真结果表明:扰动引力拟合残差小于3×10~(-7)m/s~2,考虑耦合项修正的弹道误差传播解析模型计算残差减小为原有方法的1/3,计算时间仅为直接采用弹道积分求差法的1/10。     

外挂式导弹机弹分离气动干扰特性研究

以经典的机翼/挂架/导弹组合模型为例,采用重叠网格软件系统和计算流体力学技术,从机弹干扰工况简化和气动干扰特性影响因素分析两个方面对外挂式导弹机弹分离气动干扰特性进行研究。导弹分离轨迹参数和气动干扰系数的数值预示结果与捕获轨迹试验结果吻合,表明该计算方法能有效预测机弹分离轨迹和分析导弹与载机间复杂气动干扰现象。根据计算流体力学结果,从马赫数、机翼攻角、导弹攻角等方面,给出导弹在不同分离工况下的气动干扰规律,并采用增量系数法对缺失工况进行一阶外插处理的气动干扰数据外推方法,可应用于机载外挂空基武器的机弹分离轨迹预示和气动干扰特性设计中,具有重要的工程应用价值。     

基于CFP模型的装备系统能力开发方法

基于系统能力的装备系统开发能够使装备发展更好地适应未来战争。首先建立系统能力-功能-性能(简称CFP)概念模型,进一步定性分析系统能力与性能参数之间的映射关系。然后提出了在n维参数空间进行影射关系函数轨迹拟合的方法,定量地描述系统能力与性能参数之间的映射关系,建立CFP模型。最后以简例演示基于CFP模型进行定量系统能力开发的方法。