滑翔飞行器再入段弹道特性分析

为解决滑翔飞行器再入段受力复杂、非线性约束条件多、弹道设计难度大的问题,对平衡滑翔条件下的 弹道解析关系进行分析。根据平衡滑翔的概念,通过简化的动力学微分方程,对滑翔飞行器再入段弹道影响因素进 行分析,联合大气指数模型,推导出平衡滑翔条件下的弹道初始参数与速度、射程以及高度的解析关系,并进行仿 真验证。仿真结果表明：更高的滑翔初速和最优的平衡滑翔初始入射角可以增加滑翔距离,不同高度再入时对射程 影响不大。     

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.     

滑翔飞行器弹道在线规划及制导技术研究

针对目前弹道在线快速规划及制导方法的不足,充分借鉴离线弹道规划方法和拟平衡滑翔弹道在线规划方法的优点,并与跟踪制导方法相结合,提出了一种应用于滑翔飞行器的弹道在线快速规划方法及制导方法,有效提高了长时间滑翔飞行器大气层内飞行的自主性和灵活性。结果表明:弹道在线快速规划方法可以在弹载计算机上快速生成一条远程飞行轨迹,制导方法对规划出来的标准弹道的跟踪效果较好,适应偏差能力强。弹道在线快速规划及制导方法简单可靠、容易实现,具有较好的工程应用价值。     

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.     

助推滑翔飞行器远程拦截发射方位角设计

针对高超声速助推滑翔飞行器远程拦截问题,结合球面三角形,提出在临近空间远程拦截目标飞行器时拦截发射诸元的求解思路。选取经典飞行器控制程序角模型,以时间与射程为控制目标合理设计了拦截器助推段弹道,并提出用平衡滑翔假设解析方程快速预报射程从而求解飞行器的拦截发射方位角的方法。仿真结果表明,所提出的拦截发射诸元设计方法可以成功将拦截器送到目标飞行器周围。     

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。     

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。     

基于准平衡滑翔的解析再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。     

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。     

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。     

沿临近空间机动弹道的扰动引力重构模型优化

以高超声速滑翔飞行器滑翔段弹道为研究对象,针对沿弹道的扰动引力快速计算问题,提出一种基于延拓逼近理论的扰动引力快速重构方法。基于多岛遗传算法,建立了重构模型的优化算法。在求解优化问题过程中,为降低计算规模,基于最优拉丁超立方试验设计方法和径向基神经网络构建了原始重构模型的代理模型。仿真结果表明,所提重构方法可适应机动飞行下的复杂环境,在满足弹载计算机存储量要求的前提下可有效地提高弹道精度。     

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...     

一种简化的导弹滑翔弹道计算方法

目前，许多弹药、飞行器都需要采用滑翔增程技术。本文就导弹的滑翔弹道的计算采用一种简化算法，适用于飞行情况的最初估算。经实例计算，证明该方法简单实用。     

一种简化的导弹滑翔弹道计算方法

目前,许多弹药、飞行器都需要采用滑翔增程技术.本文就导弹的滑翔弹道的计算采用一种简化算法,适用于飞行情况的最初估算.经实例计算,证明该方法简单实用.     

高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计

建立了升力体再入滑翔飞行器的气动模型和多约束模型。多约束模型除了包括热流密度、气动过载、动压和终端约束等典型约束外,还建立了更符合实际任务的路径点和禁飞区约束模型,并利用路径点、禁飞区和终端约束划分弹道,在各段分别使用高斯伪谱法进行弹道求解,将多段多约束的最优控制问题转换为非线性规划问题。改进的准平衡滑翔条件保证了弹道平缓。最后通过Matlab仿真计算验证了所用分段高斯伪谱法规划弹道比传统的高斯伪谱法具有更精确的优化结果和更高的优化效率。     

助推-滑翔式导弹总体参数设计方法初探

以两级固体推进剂火箭发动机助推、弹头直接入轨,而后全程在大气层内滑翔飞行的助推-滑翔式导弹为研究对象,对导弹总体参数设计进行研究,给出一种适用于助推-滑翔式导弹的总体参数设计方法。根据助推-滑翔式导弹的弹道特点,通过分段分析弹道特性,推导出导弹总体参数与关机点理想速度间的关系式。通过仿真分析,建立滑翔起点参数与关机点参数间的关系模型;考虑平衡滑翔条件,得到滑翔射程公式。基于以上公式和模型,给出助推-滑翔式导弹射程与关机点参数之间的解析关系,初步建立了助推-滑翔式导弹总体参数的设计方法。     

通用高速飞行器预测校正再入制导方法研究

给出一种适合通用高速飞行器（CAV）的预测校正再入制导方法。首先基于再入高速飞行器三自由度运动模型,研究了再入过程中CAV受到的过程约束。基于准平衡滑翔条件给出了在指定倾侧角下的参考航程的计算方法,并指出当飞行器的初始航程超过参考航程时,可以使用本文给出的方法有效抑制飞行器轨迹在高度上的振荡。为了提高制导精度,不仅给出了精确计算当前倾侧角的方法,也给出了粗略调整终端倾侧角方法。最后仿真验证了制导方法的有效性。     

近空间飞行器巡航方式对比分析

针对设想的三种近空间飞行器巡航方案,分析了不同巡航方式可能采用的推进系统,建立了相应的动力学模型,对各方案进行了弹道计算,研究了巡航高度对动力巡航方案航程的影响。依据计算结果,对不同方案的弹道特性进行了比较分析,结论认为现阶段应优先发展无动力滑翔和弹道跳跃式近空间飞行器。     

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。     

飞行器最优滑翔弹道研究

利用动态规划法研究并求解了飞行器轨迹优化问题.根据最优性原理确定了最优滑翔弹道问题的最优性条件.建立了求解最优控制问题的连续微分动态规划算法步骤.遵循此步骤,对具体问题进行数值求解.计算结果表明,该方法是求解轨迹优化问题的一种有效方法,时飞行器的气动力设计和最优制导律设计有重要意义.