高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化方法

为进一步提高高超声速飞行器的突防性能,提出高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化方法。考虑飞行器180°×360°方向的雷达散射截面,针对原数据尖峰多、收敛难的难题,运用高斯滤波法对其进行预处理,既不改变原数据趋势又加以平滑,提高优化问题收敛性能。为使计算所用雷达散射截面数据具备较强的保真性,采用三次样条插值方法调用离散数据计算实时雷达散射截面。完成了高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化问题的建模,以探测概率为目标函数,运用hp自适应Radau伪谱法优化求解,采用逐步计算策略进一步提高优化效率和收敛性能。与传统最短飞行时间弹道对比表明,该方法有效降低了飞行器被雷达发现的概率。     

高超声速滑翔导弹气动参数自适应跟踪建模

针对高超声速滑翔导弹跟踪中状态模型构建问题，研究基于制导变量变化规律的气动参数建模方法。对气动参数进行分析，指出传统建模方法的缺点。在假设制导变量服从一阶时滞过程的前提下，利用线性化的气动系数推导气动参数模型，通过分析不同飞行状态下的模型变式，证明模型对目标机动具有自适应性。对模型中未知参数的取值问题进行讨论，实现模型与飞行状态的自适应匹配。仿真结果表明：当目标发生机动时，所提模型性能明显优于传统模型。同时，在不同滤波器参数条件下的仿真结果进一步证实了模型的有效性。     

高超声速滑翔飞行器变轨段自适应跟踪制导方法

针对高超声速滑翔飞行器变轨段大偏差条件下的标准轨迹跟踪问题,提出一种基于权值矩阵自适应修正的变轨段跟踪制导方法。分析了变轨段主要控制方式和标准轨迹特性;将简化的纵向运动方程在标准轨迹附近线性化;采用将误差项引进线性二次型性能指标加权矩阵的方式,设计了改进的权值自适应修正跟踪制导方法。CAV-H飞行器仿真分析表明,该方法能够实现高超声速滑翔飞行器变轨段高精度自适应跟踪制导,对初始及过程偏差具有良好的鲁棒性。     

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。     

无动力运载器出水过程误差分析

无动力运载器在出水过程中受海浪的扰动作用,运动参数会产生一定的偏差。针对海浪随机性的特点,应用波能谱理论,在P-M谱基础上构建了随机海浪模型,并使用四元数法建立运载器水弹道数学模型,解决了运载器垂直出水姿态角存在的奇异性问题,通过采用二元切片法给出波浪力的计算公式。最终在Matlab/Simulink仿真工具箱下建立了运载器仿真模型,就不同海况与主浪向角影响下运载器出水的运动参数偏差进行了仿真计算,分析了其变化规律。仿真结果表明,运载器在4级海况以下各项运动参数都满足出水要求,对运载器的设计与使用具有一定的参考意义。     

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.     

基于均匀设计的临近空间无动力攻击器运动参数响应面建模

为探求临近空间无动力攻击器运动参数的解析模型，采用均匀设计试验方法，以攻击器发射参数为设计变量，从设计空间中选择一些特定的设计点，构造了临近空间攻击器速度、射程以及飞行时间的响应面模型。通过仿真算例，对各响应面模型分别进行显著性检验，证明了所建立的响应面都具有较高的近似精度。