滑翔式飞行器再入弹道设计

针对滑翔式飞行器的弹道特征,提出了一种方案弹道设计方法,将整个再入弹道分为下降段、滑翔段和末制导段,通过简化的控制指令实现下降段和末制导段弹道,并通过"H-V曲线设计+弹道跟踪"的方法来实现滑翔段的弹道设计,根据侧向运动要求调整侧倾角的变号时机,迭代得到完整的再入基准轨道。最后的算例表明,该方法能快速得到一条针对某一飞行任务的再入弹道。     

基于优化弹道的BPNN预测制导方法

针对飞行器再入滑翔过程,提出一种跟踪优化弹道的BPNN(BP neural network)预测制导方法。首先着眼于多约束下弹道生成的快速性,利用hp-自适应伪谱法进行弹道优化;然后利用弹道样本数据训练BPNN,建立飞行状态参数与终端状态参数之间的非线性映射关系,实现对终端状态的预测;最后为制导律设计了双层线性反馈校正算法,从而完成预测制导关键环节。仿真算例该表明制导方法能够良好地满足再入飞行约束和终端约束,同时可以较好地实现对优化弹道的跟踪,并具有一定的鲁棒性和航程适应性。     

飞行器往复式滑翔延时弹道特性

为进一步延长侦察类巡航导弹的飞行时间,提出一种新型亚音速往复式滑翔盘旋弹道方案,并分析该弹道方案的延时效率及其特性。通过计算流体力学数值风洞获取飞行器的气动参数,采用4阶Adams-Moulton算法数值求解飞行器的弹道控制方程组,对比分析水平盘旋和往复式滑翔盘旋弹道方案的飞行时间差异,进一步分析飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道飞行时间的影响。结果表明：飞行器往复式滑翔延时弹道方案可以延长飞行时间,相对于水平盘旋弹道最优工况延时效率可达到14.79%;在飞行器往复式滑翔盘旋弹道实现的前提下,飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道的飞行时间影响不大。     

远程弹道式飞行器机动制导方法

以一种远程弹道式飞行器为研究对象,研究了弹道落点可以覆盖大面积区域的机动弹道设计及制导方法。采用兰伯特定理设计机动弹道,并采用迭代的方法对地球非球形摄动进行补偿。在考虑发动机性能的基础上,采用速度增益制导算法对飞行器进行关机制导。为了保证再入点的高精度要求,提出了一种弹道修正制导算法,制导过程分为横向制导和纵向制导,横向制导采取相平面法,纵向制导采用一种解析的闭路制导算法。仿真结果表明,该文方法能够使飞行器较好地实现远程机动飞行,具有较好的鲁棒性。     

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。     

一种非线性方案弹道跟踪算法

为了保证飞行器对方案弹道跟踪的精确性,设计了一种输出指令为加速度值的三维非线性制导律.选择方案弹道上的点作为参考点,利用飞行器的位置及速度信息,得出一种导引飞行器跟踪曲线弹道的非线性过载制导指令.从时域角度分析了参考点的选择方法.仿真结果表明,采用非线性制导律能够保证飞行器准确跟踪设计弹道,满足高精度制导要求.     

滑翔增程制导炮弹复合导引算法设计及仿真

以滑翔增程制导炮弹为研究对象,研究其实现远程飞行和精确打击的导引律设计方法。为提高滑翔增程制导炮弹的射程,保证远距离飞行的稳定性,并实现对目标的精确打击,设计中、末制导结合的复合导引算法,采用经典PD控制方法进行中制导弹道跟踪算法设计;采用比例制导律设计末端精确导引算法;基于所设计的方法开展弹道仿真验证。仿真结果表明,导引算法能够实现不同射程的精确打击,满足设计要求。     

滑翔增程制导炮弹复合导引算法设计及仿真

以滑翔增程制导炮弹为研究对象,研究其实现远程飞行和精确打击的导引律设计方法。为提高滑翔增程制导炮弹的射程,保证远距离飞行的稳定性,并实现对目标的精确打击,设计中、末制导结合的复合导引算法,采用经典PD控制方法进行中制导弹道跟踪算法设计;采用比例制导律设计末端精确导引算法;基于所设计的方法开展弹道仿真验证。仿真结果表明,导引算法能够实现不同射程的精确打击,满足设计要求。     

超远程制导炮弹滑翔增程弹道仿真研究

本文对滑翔增程的原理及弹道特性进行了分析,建立了超远程制导炮弹滑翔增程外弹道的数学模型,对最大升阻比弹道进行了仿真,从而得出理想方案弹道及实际方案弹道。对仿真结果进行了分析,并对控制环节及鸭舵外形提出了改进措施,有效解决了飞行过程中姿态角及攻角震荡的问题,保证超远程制导炮弹能够进行稳定而有效的滑翔飞行。     

基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC）,能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。     

高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究

针对高升阻比滑翔飞行器再入段制导方法的工程需求,提出了“改进的预测-校正制导+定向末制导”方法作为再入段制导方法。通过调整其横向制导的误差边界,解决了飞行器在交班点附近出现的横向误差不收敛问题,同时兼顾了较大的横向机动距离,发挥了飞行器高升阻比的特性。对预测-校正制导流程进行了改进,从而赋予了飞行器在线变更目标点的能力。在距目标一定距离时切换为末制导律,采用约束落点弹道倾角和航向角的广义比例导引法,实现对目标的定点定向打击。蒙特卡洛仿真结果表明,该制导方法对各项误差有较强的鲁棒性,具有较好的应用前景。     

滑翔飞行器多投放条件下飞行性能优化

滑翔飞行器一般可在较大空域和速域范围内的多种条件下投放使用。为综合提升滑翔飞行器多投放条件下的射程,以飞行性能分析中的最大射程分析为核心,兼顾最大射程的制导控制系统设计实现问题,建立包含几何外形、气动、结构质量和飞行性能4个学科的多学科分析模型。前3个学科主要为飞行性能分析提供必要的数据支持;飞行性能学科模型则在控制系统、弹道和制导律设计基础上,采用弹道仿真进行最大射程分析。针对滑翔飞行器增程优化对满足约束的初始设计方案需求,以美国联合防区外武器为参考,设计了满足约束的初始方案。在此基础上,对初始方案进行多投放条件下飞行性能分析。结果表明：初始方案的飞行性能与联合防区外武器的实际能力接近;调用多学科分析模型用于增程优化中不同设计方案的评价,最终方案的综合射程得到一定提升。     

高超声速滑翔飞行器弹道特性分析

高超声速滑翔飞行器是当前研究热点方向之一,平衡滑翔和跳跃滑翔是两种典型的飞行模式.针对两种飞行模式展开研究,在平衡滑翔弹道分析的基础上,利用数值方法研究初始高度、速度及速度倾角偏离平衡滑翔状态时对弹道性能的影响,分析了跳跃弹道形成的原因,通过无量纲速度-高度图初步揭示了平衡滑翔和跳跃滑翔之间的联系.     

基于动压剖面的再入弹道解析解

针对升力体飞行器滑翔再入的飞行特点,提出基于动压剖面的再入弹道解析方法.首先,推导基于动压和高度历程的质点动力学方程,并给出已知动压剖面求弹道的解析算法.其次,根据飞行任务把滑翔再入过程分成初始下滑段和准平衡滑翔段,通过动压规划设计准平衡滑翔段弹道.最后仿真表明基于动压剖面的弹道设计方法能满足滑翔再入的飞行任务和飞行约束.     

高超声速滑翔飞行器再入拉起段弹道优化设计

针对高超声速滑翔飞行器"跳跃滑翔"飞行时再入拉起段高度跨度大、大气密度变化剧烈的恶劣环境,提出基于高斯伪谱法的高超声速滑翔飞行器再入拉起段弹道规划方法。首先建立高超声速飞行器动力学模型,确立约束条件,然后选取驻点热流最小为目标函数,并根据再入拉起段环境将弹道分成两段,采用高斯伪谱法建立连接条件并分段优化。结果表明,该方法计算速度快,拟合的弹道满足各种约束,并且控制量变化平缓,实际飞行中容易实现。     

舰载制导火箭弹总体技术的若干问题探讨

针对舰载制导火箭弹相关研究的发展情况,结合近年来总体技术领域的文献,探讨了飞行弹道中的若干关键技术,明确了初始段弹道的发射方式、发射精度影响因素、垂直转弯控制方式的主要特点,分析了滑翔段弹道的滑翔增程技术和控制方法的相关问题、主要方法和研究进展,综述了攻击段弹道的制导方法和具有末端约束的末制导方法,提出了多学科交叉发展的建议,为舰载制导火箭弹的工程应用提供理论参考。     

基于终端速度约束的助推-滑翔飞行器滑翔弹道设计方法

针对助推-滑翔飞行器滑翔弹道设计和速度控制问题,给出滑翔终端速度计算公式和滑翔终端速度控制方法,为滑翔弹道和滑翔终端速度控制联合设计提供了工具,为解决滑翔式飞行器起滑点位置、速度偏差及飞行中气动偏差等造成的滑翔终端速度偏差较大的问题提供了基础。仿真验证表明:该方法实用性较好,具有较强的工程应用价值。     

高超声速滑翔飞行器弹道仿真分析

针对临近空间高超声速助推滑翔飞行器弹道轨迹预测,以高超声速助推滑翔飞行器为研究对象进行了纵平面运动轨迹建模、气动参数估计及攻角模型设计。不同滑翔初始状态下的弹道仿真结果表明:滑翔初始运动高度越高,跳跃幅度越大;滑翔初始运动速度越大,滑翔时间越长。通过研究加深了对高超声速飞行器运动特性的认识,为弹道预报、轨迹规划与制导系统设计等任务提供了参考。     

再入滑翔飞行器滑翔段轨迹制导律设计与仿真

针对再入高超声速滑翔飞行器在滑翔段轨迹的制导律,结合平衡滑翔和跳跃滑翔两种典型飞行方式展开研究。根据纵向运动方程、气动力模型及大气模型建立了飞行器动力学模型。然后在平衡滑翔条件下,推导设计了平衡滑翔飞行的制导律;通过分析跳跃滑翔式制导律的特征,归纳设计了五种制导律,分别为固定攻角、最大升阻比、攻角为时间的线性函数、攻角为速度或时间的分段线性函数;再分析了确定性和不确定性多约束条件,并将不确定性约束条件进行了转化。最后分别在确定性和不确定性多约束条件下,通过数值仿真得到所设计的制导律的可行范围,验证了制导律设计的合理性。结果表明,制导律最优设计是攻角为时间或速度的分段线性函数。     

基于MPSP算法的高速飞行器上升段制导研究

针对高速飞行器的上升段制导问题,提出了一种基于模型预测静态规划(Model Predictive Static Programming,MPSP)算法的自适应制导方法,实现了在存在不确定情况下高速飞行器对期望末端状态的高精度制导。MPSP算法在求解带末端约束的两点边值问题方面具有高效性,能够实现飞行过程中制导指令的快速计算。此外,考虑到MPSP算法是一种依赖于模型的算法,而复杂多变的大气环境带来了气动参数的不确定性。采用带遗忘因子的递归最小二乘法(Recursive Least Squares,RLS)在线地估计综合升力系数和综合阻力系数偏差,对模型进行偏差修正,提供了制导方案的自适应性。仿真结果表明,该制导方案能较好地完成飞行任务。