超远程火箭弹道设计研究

根据射程,运载火箭一般可分为近程、中程、远程和洲际运载火箭,射程超过地球周长一半的火箭一般称为超远程火箭.当前,超远程火箭的弹道方案主要采取高弹道、部分轨道等技术,具体实现方案包括直接飞行、弹道主动段机动飞行、弹道被动段机动飞行、近地圆轨道机动飞行、近地椭圆轨道机动飞行等 5 种技术方案.对方案可行性及方案选择的判断依据进行研究,分析各技术方案的弹道特点,并与标准洲际射程参数进行对比,为超远程火箭的弹道技术方案的选择提供了借鉴.     

变射面弹道横向转弯飞行程序的设计与优化

为有效提高导弹的突防能力和禁避飞区规避能力,实现小射程能量的有效利用,提出一种变射面横向机动弹道,通过初始离面角使弹道一级偏离传统射面,后面级再变换射面以命中目标。针对该机动弹道变换射面的横向转弯段,建立了横向转弯飞行程序仿真模型,为确定最优初始离面角和转弯飞行程序模型参数,采用混合优化算法对其进行了优化。仿真结果表明,模型能够满足弹道横向机动变换射面转弯要求,优化算法能够实时、快速求得最优初始离面角和最优飞行程序,满足射前诸元准备时间要求,实际应用性强。     

一种乘波外形导弹增程段弹道的最优控制解法

高超音速导弹弹道优化的目的是针对其弹道数学模型,设计方案弹道,寻求一个最优攻角规律使得弹道性能指标最优.为此将弹道问题转化成最优控制问题,通过最小值原理,得到滑翔飞行距离最大的最优弹道的一阶必要条件,采用遗传算法求解了此两点边值约束问题.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束条件下,通过最优控制解法和遗传算法求取最优弹道方法可行.     

简化弹道设计方法在运载火箭型号论证中的应用

针对运载火箭构型不确定、目标轨道多、最优化设计工作量大的问题,提出了一种简化弹道设计方法。通过简化动力学方程及设计变量,将构型不确定且难以建模的非线性规划问题转变为适用于多种构型且方便寻优的简化弹道设计方法。对运载火箭执行不同的目标轨道任务进行了分析,将所有的任务按照有无滑行段进行了分类,提出了针对不同任务的弹道拼接方法。采用该简化弹道设计方法对CZ-3B和Falcon9 2种不同构型的火箭实际飞行曲线进行拟合,验证了简化弹道设计方法的正确性。     

运载火箭推力故障下的弹道重构策略研究

面对发动机推力下降故障对运载火箭发射任务可靠性和安全性带来的重大挑战,研究一种基于迭代制导算法的弹道重构策略。通过预先设计救援轨道及飞行诸元、编排诸元切换策略,在完成故障识别和能力预测后,在线切换制导诸元,由迭代制导完成弹道重构,将有效载荷送入救援轨道。将其应用于某型运载火箭进行数学仿真,结果表明该方法能有效提升运载火箭控制系统对推力下降故障的适应能力、提高发射任务可靠性,且易于实现,具有较强的工程应用价值。     

阿里安运载火箭飞行试验

本文介绍阿里安运载火箭飞行试验方法,这种方法可使技术设计方案固定下来并在实用阶段开始前通过鉴定。本文头两部分介绍飞行中用的测量设施、数据采集和评估系统,并介绍评估飞行结果的组织措施。第三部分就各系统(运载火箭的各个级、弹道、推进系统、飞行力学、自动驾驶仪和制导系统等)的主要参数的地面预计值和飞行试验测定值加以比较。最后对所需的改进工作加以评定并介绍其相应结果。     

蒙特卡洛弹道仿真细节探析

弹道仿真是导弹战术技术指标评定中用来产生补充样本的主要办法，较为常用的是蒙特卡洛弹道仿真。文章介绍蒙特卡洛弹道仿真的适用性、置信度和效率，研究影响其仿真准确性的各种因素，重点针对如何提高仿真飞行的精度和改善随机干扰变量抽样值的统计特性进行了分析，最后利用改进的干扰变量抽样方法对某运载火箭一级飞行段弹道进行仿真，给出一级残骸落区范围和一级射程关机概率等重要指标。     

GEO卫星快速直接定点发射轨道策略研究

通过对地球静止轨道卫星发射方案进行研究,提出了基于运载火箭上面级定点发射GEO卫星方案,大幅缩短了GEO卫星定点发射任务周期。通过数值仿真验证方案可行性,并通过仿真计算,给出不同定点经度位置的发射弹道飞行周期,供工程设计参考。     

剩余飞行时间估计改进算法研究

针对末制导中剩余飞行时间估计算法误差较大,致使制导精度偏低的问题,提出速度弹道轨迹法和弹目视线平均速度法以精确估计剩余飞行时间。速度弹道轨迹法是通过对速度通过的弹道轨迹进行分割积分计算来求解剩余飞行时间;弹目视线平均速度法是在弹目视线上实时计算平均速度的方法来求解剩余飞行时间。将其应用于多约束条件下的飞行器最优末制导律中,仿真结果表明新算法具有很高的估计精度。     

运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术

为防止卫星与运载火箭分离后,运载火箭末级长期在轨飞行产生空间碎片,研究了运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术。基于对椭圆轨道任务离轨时运载火箭末级最佳点火姿态的优化设计,该技术能够有效降低末级残骸飞行轨道近地点高度,减少末级残骸在轨寿命。     

空射运载火箭轨迹/穿越距离优化设计

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷计算模型,通过将上述模型转换为过程约束引入轨迹优化问题中,利用伪谱法对轨迹优化问题进行求解,从而实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹快速优化。在此基础上,梳理了空射运载火箭轨迹设计中影响火箭穿越距离、最大载荷的典型参数,分析了参数间的制约关系。仿真结果表明:该方法能够实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹优化,为空射运载火箭研制提供参考; 从降低火箭最大飞行载荷以及总体性能提升角度考虑,空射运载火箭应在较高高度进行投放,投放后以最大角速率将攻角调节至最大值,保证火箭快速穿越稠密大气,同时应尽可能缩短穿越距离,避免火箭在低空加速。     

升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计

升力式飞行器助推段弹道设计面临着复杂大气飞行环境下多约束耦合条件下的运载能力优化难题,需要在满足分离高度、攻角量值与变化率限幅、入轨点高度与倾角等约束下,通过设计助推段程序角,使得入轨点速度最大.为了寻求一种快速解决这一问题的工程设计方法,以三级固体运载器为研究对象,提出了升力式飞行器助推段多约束弹道设计方法,通过设计...     

一种超音速火箭靶弹程序角优化方法研究

针对方案制导超音速火箭靶弹平飞段供靶性能优化问题,提出了一种俯仰程序角优化方法。考虑靶弹弹道始末端点约束及平飞段性能约束,在火箭靶弹纵向飞行平面内建立起俯仰程序角优化设计模型。基于Gauss伪谱法将飞行过程约束转化成对俯仰程序角的约束,将最优控制问题转换为对俯仰程序角的非线性规划问题;利用序列二次规划算法求解。仿真结果表明,该方法能够快速获取最优俯仰程序角,并且具有良好的鲁棒性,为实际工程设计提供参考。     

炮弹飞行运动状态的全局灵敏度分析

出于外弹道测试或导航控制等需要,常在炮弹上安装各种用于飞行状态测量的装置。由于炮弹在发射及飞行中的状态受到各种随机因素的干扰,直接影响弹载测量装置的输出。为了更好地开展试验设计及相关数据处理工作,采用三轴陀螺仪测量炮弹转动角速度、三轴加速度计测量弹丸加速度、磁力计测量炮弹姿态角的方案,以五自由度刚体弹道方程组为基础,采用基于蒙特卡洛打靶的Sobol’全局灵敏度分析方法,就3种传感器的输出对初速跳动、起始扰动等因素的敏感程度开展定量研究。定量分析结果表明,初始偏航角速率和初始俯仰角速率对陀螺仪沿弹体径向的输出、加速度计沿弹体径向的输出和磁力计轴向输出的影响较大,初速对陀螺仪轴向输出和磁力计沿弹体径向的输出的影响较大,阻力系数对加速度计轴向输出的影响较大。     

内装式空中发射运载火箭点火状态多目标优化

针对内装式空中发射运载火箭状态空间广泛的特点,提出基于粒子群优化算法的空中发射系统的多目标优化方法。定义了以箭机分离时载机的姿态角、稳定伞的阻力特征、运载火箭点火时的角速度为自变量的粒子群广义位置和广义速度。建立了以箭机安全距离、运载火箭有效动能与耗能的比值、运载火箭控制机构耗能为变量的多目标优化模型。利用MATLAB软件计算优化模型,分析优化结果,证明适用于解决空中发射系统的优化问题。     

高超声速助推飞行试验技术方案研究

以高超声速飞行器为有效载荷，进行了高超声速助推飞行试验技术方案研究，并通过分析气动力参数、设计变量参数的范围及约束条件，进行了助推弹道设计，确定了二级助推发动机设计要求，并利用调整发射俯仰角、滑行时间和配重物质量来调整助推弹道参数，将高超声速飞行器送入试验弹道．最后将计算结果与美国HyFly计划陆基发射试验的弹道实测数据进行对比分析．结果表明，设计结果与HyFly试验数据较吻合，验证了助推飞行试验技术方案的可行性与正确性．     

基于遗传算法的弹道优化算法

以空空导弹的末端速度作为性能指标,其弹道倾角视为控制变量,在规定的飞行时间及射程下,优化导弹弹道使得其末端速度最大化;通过采用多项式样条插值的方法估计弹道倾角的变化规律,利用遗传算法进行优化计算弹道倾角采样点数据,最后得到满足条件的优化弹道并进行仿真;仿真结果表明：按此优化方法得到的弹道与比例导引方案弹道相比,大大提高了导弹的末端速度,研究结果对空空导弹的标准弹道设计有一定学术和工程参考价值。     

固体运载火箭多约束弹道优化

主动段弹道设计及优化对提高固体运载火箭运载能力具有重要的意义.提出两种有利于工程实现的主动段俯仰程序角设计方法,分别为末级一次开机方式和末级两次开机方式.基于遗传算法与序列二次规划法组成的复合优化算法,实现了两种程序角对应的弹道优化仿真计算,并进行对比分析.仿真结果表明采用末级两次开机的方式可有效提高火箭运载能力.     

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。