鸭式布局防空炮弹的鸭舵设计优化

为提高防空有控炮弹的弹道性能,以一对鸭舵控制的防空弹道修正弹为对象,阐述了系统工作原理与鸭舵控制方式,在全指令控制信号及弹体稳态飞行条件下,研究了由鸭舵偏转产生的弹道法向修正速度,给出了精度较好的估算公式。由此提出一个以鸭舵气动外形参数为设计变量的弹道修正能力综合优化设计模型,并进行了数值仿真。仿真结果表明,采用该模型对鸭舵气动外形参数进行综合优化设计,能够有效提高鸭式布局防空炮弹的弹道控制能力,为该类有控炮弹的鸭舵气动外形参数设计提供了参考。     

鸭式制导炮弹气动布局参数设计方法研究

针对一对鸭舵的制导炮弹,提出采用模糊综合评判方法进行气动布局参数设计.选用一套气动力快速估算方法计算了制导炮弹的气动特性,分析了气动布局参数对气动特性的影响;建立了有控弹道模型,并在一定控制模式下对有控弹道特性进行了分析;综合考虑有控弹道设计的各项指标,应用模糊综合评判模型对气动布局参数进行了合理设计.算例结果表明,该设计方法具有良好的实用性和通用性.     

弹道修正中的控制算法

对于一维弹道修正弹研究来说,如何根据对炮弹一段飞行弹道上实时测量的弹道参数,迅速、准确地解算出修正指令来起控弹上控制机构在后续弹道上某位置适时作用以进行弹道修正,是一个重要问题.针对一维弹道修正弹特性和飞行原理,根据外弹道理论和弹道模拟方法,对依据一段弹道实时测出的弹道参数如何快速计算全弹道射程的不同计算方法进行了介绍...     

变体制导炮弹气动特性分析及弹道仿真

为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点; 随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系; 最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明:所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%～22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究提供参考。     

带鸭舵滑翔增程炮弹飞行弹道研究

文中针对鸭式布局的滑翔增程炮弹的飞行弹道特性,通过动力学分析,建立了滑翔增程炮弹的各飞行弹道段的弹道模型和控制模型,数值分析给出了滑翔增程弹飞行速度变化规律、最大射程角以及滑翔增程炮弹的滚转控制段与滑翔控制段的弹道特性,研究结果为鸭式布局滑翔增程炮弹的弹道设计提供了理论基础。     

鸭式防空修正弹气动外形-修正弹道优化设计

为使鸭式布局防空炮弹在较短飞行时间内获得较大的弹道修正量并保持飞行稳定,分析了炮弹气动外形参数在飞行弹道上对气动特性及有控弹道特性的影响.以某鸭式布局防空修正弹为例,依据炮弹飞行阻力小、弹道修正能力强以及飞行稳定性良好的设计要求.建立了该类炮弹的气动外形一修正弹道综合优化设计模型,通过气动力工程计算、有控弹道数值计算和复合形寻优,对优化数学模型进行了求解,算例结果表明,该优化设计模型所用机时较短,优化结果能够满足预定的目标要求.     

基于减旋控制的侧向弹道修正技术

为了对旋转稳定炮弹的侧向弹道进行修正,实现低成本的二维弹道修正,阐述了旋转稳定炮弹通过减旋控制减小方向偏差的修正原理;根据旋转稳定炮弹的飞行稳定性条件,推导出方向修正时修正弹的最低转速要求;建立了组合式二维弹道修正弹的飞行弹道数学模型,对修正弹的转速、方向动力平衡角、飞行稳定性和最大方向修正能力等进行了数值计算.结果表明,采用减旋控制方式可以调节弹道方向偏差,方向修正控制后修正弹的转速应高于其最低转速要求.研究结果对简易二维弹道修正技术研究有较好的参考作用.     

某型末制导炮弹多刚体弹道建模与仿真

为了研究惯导陀螺与弹体之间的相互作用对弹道的影响。首先在介绍某型炮弹结构的基础上,运用牛顿-欧拉方法对它们之间的相互作用关系进行了分析;再次建立了该型炮弹飞行的数学模型,应用Matlab/Simulink编制程序进行了仿真计算;最后对比了单刚体模型与多刚体模型的差异,分析了惯导陀螺结构参数对于弹道特性的影响。结果表明多体运动模型能更加精确的反映弹道规律,为建立末制导炮弹射表编拟新方法、提高末制导炮弹射击精度奠定了理论基础。     

防空制导炮弹有控弹道动态稳定性分析

简述了弹丸动态稳定性的研究状况。针对一对鸭舵、尾翼稳定式防空制导炮弹,建立了鸭舵控制作用下的有控弹道角运动模型,采用李雅普诺夫直接法导出有控炮弹自由运动动稳定条件。通过求解角运动方程,分析了舵面偏转条件下的弹丸受迫运动稳定性,分别讨论了影响自由运动和受迫运动稳定性的因素。结果表明,舵面参数与弹丸转速是影响有控弹道动稳定的主要因素,须在气动布局参数设计和弹道设计时加以合理控制。     

末制导炮弹外弹道仿真研究

本文对末制导炮弹外弹道的几个主要问题进行了研究: 1.对末制导炮弹的基本弹道进行了数字仿真并与垂直平面的末制导弹道作了对比; 2.运用得出的基本弹道算法,对末制导炮弹的射程、初速和射角进行了分级并给出了算例; 3.对末制导导引段有控弹道,建立了仿真模型并进行了数字仿真。本文提出的方法,可用于末制导炮弹的初步设计及末制导武器系统性能的近似计算。     

基于滑模变结构的无人机导引律仿真研究

为了提高无人机导引律控制的稳定性,采用滑模变结构导引律控制方法。根据一定的假设条件,建立无人机三自由度模型,根据运动模型和初始状态得到实际飞行轨迹。由滑模变结构导引律得到无人机的期望轨迹,通过实际轨迹与期望轨迹之间的误差来驱动控制。仿真结果表明,无人机在导引律控制过程中控制量变化平稳,验证了该方法的有效性和合理性。     

基于增量动态逆的无人机着舰控制方法

针对舰载无人机着舰过程中的甲板运动、舰尾流等问题,提出一种基于舰机相对运动的舰载无人机增量动态逆着舰控制方法。在舰机相对运动和相应几何关系的基础上,推导出甲板运动情况下的相对下滑角与绝对下滑角之间的数学关系,从而实现对理想着舰轨迹线的精确跟踪;设计增量动态逆控制律,在充分利用测量信息的基础上摆脱对模型精度的过度依赖,在保证跟踪精度的同时能够有效降低计算负荷。仿真结果表明：该方法能够精确跟踪理想着舰轨迹,有效降低甲板运动对着舰精度的影响,同时设计的增量动态逆控制器具有较强的鲁棒性。     

吸气式超声速导弹爬升段轨迹在线规划与跟踪设计

为解决吸气式超声速导弹如何最优地爬升到巡航状态的问题,提出了一种吸气式超声速导弹的爬升轨迹在线规划与跟踪控制设计方法。将爬升段弹道分解为2个相切的圆弧,利用数学几何方法,推导了两相切圆的相关参数及代数方程,建立了爬升段的参考轨迹,并通过动虚拟目标追踪法设计了参考轨迹的跟踪制导律,从而实现了基于两圆相切理论的爬升段轨迹在线规划与跟踪控制,最后以典型工况为例,进行了数字仿真验证,并与hp自适应伪谱法的优化结果进行了对比分析。仿真结果表明,参考轨迹与优化结果差别不大,能够准确跟踪参考轨迹,同时算法简单,便于工程实现。研究成果可为吸气式超声速导弹爬升段轨迹设计提供参考。     

基于摄动理论的纵向弹道修正方法改进

舵机纵向修正能力随启控时刻的推后通常有先逐渐增大后逐渐减小的变化趋势。为提高纵向修正能力,从理论上分析了纵向修正能力变化趋势的形成原因,推导了基于摄动理论的纵向修正作用判别因子,并提出了以该判别因子为基础的纵向弹道修正改进方法。该方法通过在判别因子为正时设置常规的舵控相位,判别因子为负时设置与常规相反的舵控相位,使舵机在整个弹道上的修正作用不出现矛盾,从而扩展纵向修正时间、提高纵向修正能力。以装配固定鸭舵式二维修正引信的某型制导迫击炮弹为例进行了仿真,结果表明,该方法可将各射角的舵机纵向修正能力提高0~252%。通过蒙特卡洛模拟打靶验证了该方法应用于制导控制的可行性与有效性。     

高超声速临近空间飞行器铰链力矩最小俯冲弹道设计

为解决高超声速临近空间飞行器俯冲段铰链力矩过大问题,给出了一种降低铰链力矩的俯冲弹道设计方法.在建立俯冲弹道优化模型的基础上,利用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,进而将其作为极大极小优化问题采用序列二次规划方法进行求解,其中优化的初值由按照最优导引方式生成的初始弹道获得.在普通台式机上耗时约2min,获得的优化弹道铰链力矩峰值下降达67%,并且各种约束条件均可满足,采用美国GAV-H飞行器总体和气动参数进行了铰链力矩最小俯冲弹道仿真,分析了最优俯冲起点的选取策略,结果表明,该铰链力矩最小俯冲弹道设计方法具有可行性.     

基于涡轮发电机输出频率的迫弹外弹道辨识方法研究

将涡轮发电机作为速度传感器用于弹道辨识,旨在提供一种新的、工程上易行的弹道辨识方法。通过分析涡轮发电机输出频率特性和弹速变化规律,针对涡轮发电机全弹道不停转和停转两种情况,提出基于涡轮发电机输出频率的弹道辨识总体方案,阐述了弹道辨识的实现过程,并通过实例仿真,重点探讨了弹道辨识所需基础函数的确立过程。仿真研究结果表明,弹道辨识计算量小、误差可控,加之涡轮发电机在引信型号上已有成熟应用,基于涡轮发电机输出频率的弹道辨识方法可行。     

一种基于解析方法的滑翔再入轨迹快速规划方法

采用数值方法对再入飞行器进行在线轨迹规划时,计算量大,针对此问题,研究了一种基于解析方法的滑翔式再入轨迹规划方法,该方法能够快速规划出高精度的滑翔再入轨迹。基于飞行器再入运动特性,对飞行器滑翔再入的阶段进行了划分,并给出了阶段划分依据; 基于运动方程,推导了一类含轨迹参数的滑翔式再入轨迹的高精度解析解; 根据推导的再入运动解析解,将再入相关约束转化为轨迹参数约束; 引入参数校正方法,根据轨迹参数与待飞航程间一一对应的关系,在轨迹参数约束范围内规划出能满足任务需求的再入轨迹。仿真结果表明,分阶段推导的解析解的精度要高于罗赫二阶解,与数值解相近; 基于解析方法的滑翔再入轨迹规划方法避免了数值方法的大量积分运算,并能快速规划出满足任务要求且精度与数值方法相当的滑翔再入轨迹。     

基于虚拟域动态逆的空地反辐射导弹轨迹优化

针对空地反辐射导弹抗雷达关机问题,基于虚拟域动态逆( IDVD)的方法设计了一种轨迹优化算法。基于动态逆的思想,通过虚拟弧长高次拟合导弹轨迹坐标,并将边界条件以及状态变量从时间域转换到虚拟域,在虚拟域中求出边界条件的导数。再根据直接法原理离散导弹轨迹,采用罚函数法处理性能指标,寻优得到最优轨迹。仿真结果表明,该方法能够快速计算生成反辐射导弹轨迹,达到了即使雷达关机,也能准确命中目标的目的。该方法通过虚拟化轨迹长度能够方便地求解边界条件的高阶导数,简化了计算过程,能够快速生成参考弹道,且对参数初值不敏感。     

基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化

针对远程精确制导炮弹弹道优化问题,给出了一种基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化方法。以制导炮弹飞行时间为性能指标,考虑一阶动力学滞后,引入虚拟控制量,并将其作为优化变量,为保证攻击效果,对滑翔末端弹道倾角和速度值进行了约束,建立了纵向平面内弹道优化模型。利用Gauss伪谱法对状态量和控制量进行了离散,将最优控制问题转换为非线性规划问题,并利用序列二次规划法对其进行了求解,最后将求解结果与传统的直接打靶法进行了对比。结果表明,该方法具有较高的优化效率,能够快速计算出满足各种约束的滑翔弹道,具有在线优化的潜力。     

基于摄动理论的动态弹道偏差阈值修正方法

基于摄动落点偏差预测的弹道修正方法具有落点偏差计算精度高,弹上计算量小等优点。研究了基于该理论在二维弹道修正应用中相关的系列问题。基于多元函数的泰勒级数展开理论,推导了完整的摄动落点偏差预测理论模型。基于摄动偏差理论提出了一种修正步长自适应的射角诸元快速求解方法,一般循环解算弹道模型不超过3次即可得到落点误差不超过1 m的射角诸元。基于不同弹道位置上平均弹道误差,给出了偏导数求解中弹道偏差设置方法。提出了一种动态弹道偏差阈值修正方法,选用该方法进行弹道修正,平均弹道修正次数减少29.1%,而弹丸落点CEP增大不明显。