一种基于解析规划的多约束再入制导算法

提出了一种基于H-V剖面的亚轨道飞行器再入制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和过渡段分别进行规划,初始下降段采用常值倾侧角飞行,过渡段则采用四次解析多项式进行描述,满足再入走廊约束和能量管理(TAEM)初始条件的同时提高再入轨迹在线规划速度;通过反馈线性化方法设计自适应控制律跟踪标准剖面,同时根据航向误差走廊确定滚转方向,从而完成纵向和侧向的联合设计。仿真结果表明,该制导方法对初始状态偏差和参数不确定性具有较强的鲁棒性。     

可重复使用运载器滑翔段轨迹快速优化方法

针对滑翔段轨迹多约束、强耦合、高非线性等特点,设计了一种全新的纵向飞行剖面,实现了终端约束和拟平衡滑翔条件的自动满足,并将滑翔段轨迹优化问题转化为一个双参数寻优问题。同时考虑倾侧角大小及其变化率约束,对侧向轨迹进行了设计。最后,设计了一种改进粒子群优化算法,通过外点法对约束条件进行处理,并提出一种变异策略对种群多样性进行准确控制,避免粒子陷入局部最优。仿真结果表明,该优化方法能够快速生成满足所有约束条件的最优滑翔轨迹;对于航程超过3000 km的场景,轨迹优化平均时间仅为5.94 s,最大终端相对误差不超过1%。     

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。     

基于拟平衡滑翔的再入轨迹快速规划方法

针对高超声速飞行器多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于拟平衡滑翔条件的三维再入轨迹快速规划方法;该方法充分利用滑翔式高超声速飞行器的再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件,将过程约束转化为对倾侧角的约束;纵向轨迹规划采用直接规划倾侧角的方法,在倾侧角约束空间中利用内插的方法得到倾侧角剖面;侧向规划采用横程约束走廊确定倾侧角的反转时刻;最后,对该轨迹规划方法进行了算例分析,结果表明：该轨迹规划方法能够在满足各种过程约束和终端约束的情况下快速完成再入轨迹规划。     

考虑可重复使用运载器耦合特性的改进标准轨道制导方法

针对可重复使用运载器再入返回段非线性、高动态、多约束、强耦合的特点,对传统意义上先根据飞行任务给定攻角变化曲线,再采用跟踪技术通过调整倾侧角进行轨迹跟踪的标准轨道制导方法进行完善,在考虑三通道耦合及实际飞行能力的情况下,通过引入攻角保持回路,改善倾侧角变化对实际攻角的影响。仿真结果表明,实际攻角能够很好保持在给定攻角附近,跟踪误差小于1°,从而保证再入制导精度,实现对标准轨道的稳定跟踪,使传统的单控制变量制导方法具有更广泛的适用性。     

多路径约束下的高超声速滑翔飞行器再入制导

高超声速滑翔飞行器在再入过程中除了需要满足热流、过载、动压过程约束外,还需要满足航路点以及禁飞区的路径约束。路径约束可以是发射前装订的,也可以是实际飞行中由导航卫星、预警雷达等在线探明的敌方防御区。针对再入过程中存在在线探明禁飞区的再入制导问题,设计了解析倾侧角剖面以满足再入轨迹航程约束,引入预测校正算法修正倾侧角剖面,并基于人工势场法设计了侧向制导方法以满足在线探测到突发威胁而形成的多路径约束。仿真结果验证了该算法能够有效解决存在突发威胁的多路径约束再入问题。     

基于准平衡滑翔的再入轨迹解析规划方法

针对禁飞区等多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于准平衡滑翔的再入轨迹规划解析方法。纵向剖面规划中,基于准平衡滑翔条件,以航程为自变量构建了相关弹道参数(如高度、速度、阻力加速度、攻角和倾侧角等)的解析表达式,建立了高度-航程空间内的多约束飞行走廊。横向剖面规划中,采用一种基于横、纵程多次函数的解析规划方法,有效解决了对禁飞区的规避问题。上述算法将复杂的多约束再入轨迹规划问题转化为简单的解析求解,极大提高了轨迹规划速度和可靠性。基于CAV-H的仿真算例表明,提出的轨迹规划算法运行速度快,规划结果平滑,精度高,逻辑简单且易于工程实现。     

一种考虑禁飞圆约束的在线再入弹道规划方法

采用基于航向误差走廊的横向机动策略绕飞禁飞圆,满足过程约束的同时也使得包含速度倾角在内的其它终端状态参数满足约束条件。飞行过程中实时进行弹道更新,提高跟踪精度的同时,也使得再入飞行器初步具备了飞行过程中自主变换打击目标的能力。仿真结果表明,给出的规划方法能实时规划出满足约束的再入弹道,以较高的精度到达再入段终点的同时具有较好轨迹特性。     

基于历史数据的飞行剖面拟合方法研究

当前利用空气动力学或牛顿力学建立的飞行轨迹剖面过于理想化。为得到较为真实的飞行轨迹剖面,提出一种基于历史飞行数据的飞行剖面预测模型。通过比较飞行轨迹剖面间最小矩形距离,度量出航空器飞行轨迹间的相似性。然后根据相似性对航空器飞行轨迹进行聚类,并利用动态时间弯曲距离方法对航空器飞行轨迹剖面进行拟合,得到标称飞行轨迹剖面。通过实例证明了该飞行剖面拟合方法的有效性。     

基于轨迹优化的返回式滑翔飞行器最小航程影响因素分析

为使返回式滑翔飞行器实现最小航程,对最小航程影响因素进行了探讨,主要包括初始状态、终端终态、质量规模、约束条件等。以类CAV-H返回式滑翔飞行器为研究对象,建立了空间运动的坐标体系和运动学模型,给出了飞行约束体系,通过伪谱法和序列二次规划等方法进行轨迹优化。仿真结果表明:适中的初始高度有利于实现最小航程;为了实现最小航程,飞行器需要保持接近最大升阻比攻角去做三维空间机动飞行;适当减小初始速度能获得比较可观的最小航程;初始倾角可取小量负值,能在高效获得航程最小的同时兼顾热流密度;初始航向角适当偏离标称航向时,有利于获得最小航程;为了实现最小航程,在不同初始条件下需要合理地选择返回角/末端航向角;适中的滑翔终端高度有利于实现最小航程;适当增加或减轻飞行器质量有利于实现最小航程;放宽约束条件有利于最小航程的实现。通过基于轨迹优化的返回式滑翔飞行器最小航程影响因素分析,可以指导最小航程的设计与实现。     

二维弹道修正引信弹道辨识模型及精度仿真分析

文中提出利用卡尔曼滤波技术来建立二维弹道修正引信弹道辨识模型,在弹道方程基础上建立了卡尔曼滤波的弹道辨识状态方程和量测方程,构建了二维弹道修正引信弹道辨识模型算法;利用均匀设计方法对弹道辨识模型的精度进行了仿真分析,仿真结果表明基于卡尔曼滤波技术的弹道辨识模型可以满足弹道修正引信的系统精度要求.     

火箭弹横向散布的弹道修正技术研究

在火箭弹主动段弹道辨识修正原理的基础上,提出了以脉冲矢量为修正方式,在弹道被动段设置修正火箭弹横向散布的推冲点,以实现修正弹道的方法.该方法根据在主动段末点立即进行一次修正后的炮弹落点的位置,沿实际弹道逐步寻找适当的推冲点.同时以122mm火箭弹为例,根据运动方程建立了其数学模型,并通过仿真证明了该方法是提高命中率的行之有效途径.     

基于极大值原理的弹道修正引信弹道优化控制研究

为了通过弹道修正引信控制弹丸按照特定弹道飞行以击中目标,基于空气动力学和优化控制原理建立了以弹道修正控制消耗能量最小为目标的弹道控制优化模型。应用极大值原理求解该优化模型,其中的初值问题采用牛顿迭代法求解。算例优化结果表明：在给定初始修正点和目标点情况下,由优化模型得到的法向过载优化值能够控制弹丸击中目标位置。文中优化结果为弹道修正机构的设计提供了理论依据。     

固定舵二维修正弹外弹道仿真与动态模拟

为研究固定舵二维弹道修正弹的修正能力,采用流体力学分析软件Fluent与机械系统动力学自动分析软件Adams联合仿真方法建立了固定舵二维修正弹的动力学仿真模型。基于鸭舵修正原理提出了仿真环境下鸭舵减旋和测姿的模拟方法,在Adams软件环境下通过在舵片模型上建立Marker监测点实现了对鸭舵实时滚转角的直接监测;应用该仿真方法对横风作用力从1 N增大到10 N的情况进行仿真,相比于无风干扰,横偏增加了36.5%到298.0%;分别对10 N横风作用力、0.5°横向跳角和0.5°定起角干扰下的弹道修正进行了仿真。研究结果表明：相对于无修正情况下的横偏,在10 N横风作用力下的修正量能够达到90%,由跳角引起的横向、纵向落点偏差得到显著降低;通过与半实物仿真实验及实弹射击试验的对比,证明该仿真方法具有一定的合理性。     

炮弹轴向加速度测量方法

炮弹轴向加速度是一维弹道修正引信进行射程修正的重要参数,为了消除传感器安装在远离炮弹质心的引信中而引起的离心加速度,采用艰加速度传感器纵向排列的方法检测炮弹质心轴向加速度,利用弹道方程生成随机弹道作为实际弹道进行了仿真分析,设计了测量装置,在弹丸飞出炮口的时刻,弹载加速度传感器开始采集上升阶段的弹丸轴向加速度,进而利用数值积分法计算出射程偏差量,将算法仿真得到的射程偏差量与理论值进行比较,证明该方法能够满足工程实现要求。     

基于弹道速度最小点的弹道辩识快速算法

通过对大量弹道仿真数据的分析，提出了基于弹道速度最小点的弹道辩识快速算法，并从理论上证明了该算法的正确性。仿真分析表明，该算法对弹道的识别精度较高，非常适合于质点弹道模型为基础的常规火炮弹药的弹道辩识。     

基于支持向量机的弹道识别及其在雷达弹道外推中的应用

支持向量机( SVM)是一种基于结构风险最小化原理的分类技术,也是一种具有很好泛化性能的回归分析方法。本文用SVM分类方法对弹道类型进行识别,用SVM回归方法对不同类型的弹道数据分别建模,进而对弹道起点进行有效预测。仿真结果表明,该方法识别精度高,在SVM弹道识别的基础上,还可以有效提高弹道外推精度。     

弹道修正引信外弹道参数存储测试系统设计

针对中大口径弹丸的弹道参数测试．研制了一种基于C805IF020单片机为控制器的外弹道加速度信号存储系统．针对某榴弹的测试环境要求．进行了软硬件方面的设计．实现了小型化．能够承受高过载和恶劣的发射环境．低功耗。文中主要介绍了存储测试系统的构建．提出了二级存储技术．并能够在系统掉电情况下保持数据的完整性和系统二次上电时的可回读性。     

空间近距离接近与绕飞轨道设计

利用多项式建立了空间飞行器相对目标的变轨加速度模型,给出了C-W方程的解析解;由此将在给定时间、初始及终端条件下完成空间近距离接近与绕飞的轨道设计问题转化为求解六元非线性方程组.文中给出了接近与绕飞典型问题的算例,验证了求解思路的正确性.     

一维弹道修正引信的弹道辨识方法

根据一维弹道修正技术原理,基于质点弹道提出了一种新的弹道辨识方法,即通过弹道最小速度点的速度值及其出现时间来确定弹丸实际飞行弹道,并证明了其唯一性,仿真分析表明,该方法对弹道的识别精度较高。