空地制导炸弹可攻击区的快速解算方法

提出了一种新型局部精确搜索的解算方法。该方法将传统机载射表与模型解算相结合,进行局部精确搜索,满足对动目标的打击和解算快速性的要求。与传统的攻击区解算方法相比,在保证解算精度的条件下,能够对攻击区进行在线搜索并明显减少解算时间。能够更好地适应现代复杂多变的战场环境。     

防区外投放制导炸弹滑翔段垂直面最优制导

研究了制导炸弹质点非线性运动模型条件下垂直面能量最省最优滑翔问题。为避免采用两点边界值计算带来的复杂性,以协态变量稳态解为基础求得了最优滑翔攻角的近似解析解。最优攻角满足非线性方程,需要采用叠代方法求解。为方便工程应用,给出了简化的最优攻角直接计算方法,并与最大升阻比攻角滑翔控制进行了制导性能比较。仿真结果表明,本文的最优滑翔制导律能够明显改善滑翔末端性能,滑翔末端高度得到较大增加,而速度减少不大。     

“惯性/卫星”制导炸弹有效攻击区设计

文中针对惯性导航/卫星定位方式制导炸弹的工作特点,描述了制导炸弹的制导工作过程,建立了合理的:运动数学模型,设计了导引规律下的控制指令。然后,根据制导炸弹控制飞行对命中要求、过载和投弹条件等的限制,优化设计了典型条件下“惯性/卫星“制导炸弹的有效攻击区,并且得出几点有意义的结论,为“惯性/卫星“制导炸弹的总体设计提供参考。     

"惯性/卫星"制导炸弹有效攻击区设计

文中针对惯性导航/卫星定位方式制导炸弹的工作特点,描述了制导炸弹的制导工作过程,建立了合理的运动数学模型,设计了导引规律下的控制指令.然后,根据制导炸弹控制飞行对命中要求、过载和投弹条件等的限制,优化设计了典型条件下"惯性/卫星"制导炸弹的有效攻击区,并且得出几点有意义的结论,为"惯性/卫星"制导炸弹的总体设计提供参考.     

空地制导弹药打击时敏目标分析

针对空地制导弹药打击时敏目标问题,分析了打击时敏目标武器系统的研究现状与装备水平状况。打击时敏目标的关健技术包括复合导引头技术、数据链传输技术以及制导控制技术等,讨论了此类空地弹药的发展启示。     

目标飞行器反拦截协同制导策略

为了提高目标飞行器的突防能力,基于视线(LOS)指令制导原理设计了一种协同制导策略.在建立目标飞行器、防御弹以及攻击弹相对运动模型的基础上,证明了LOS制导的可行性,得到了防御弹和攻击弹的加速度关系,并给出了防御弹的LOS指令制导算法;然后,将目标飞行器和防御弹作为一个协同体,为目标飞行器突防进行逆比例制导设计.该协同...     

简易制导炸弹坐标转换的误差分析与修正

基于某简易制导炸弹工程的研制背景,以制导炸弹为研究对象,研究了制导炸弹在飞行过程中不同坐标系间的转换关系,分析了不同类型误差对坐标转换精度的影响,提出了一种基予目标点跟踪的坐标转换方法,该方法可对转换误差进行相应的修正,提高坐标转换的精度。仿真结果验证了该方法的正确性和可行性。     

多约束条件下对地攻击的最优制导律

针对现代空地武器多约束、高精度制导的基本需求,本文将空地武器三维运动分解成俯仰平面和转弯平面两个平面运动,以此为基础分别设计制导律。在制导律设计过程中,综合考虑脱靶量、落角、入射角、导弹动态特性等多约束条件,运用二次型最优控制的黎卡提方程推导出一种新的韦0导律,并给出了0阶无时延系统的近似表达式。最后运用典型弹道仿真和对比试验验证了该制导律的可行性和良好的弹道性能。结果显示该制导律不但能够满足多约束高精度制导的需要,而且对末端攻角控制和早期弹道修正具有较大的优势。     

机动目标拦截含攻击角约束的新型滑模制导律

针对导弹带有攻击角约束的机动目标拦截问题,结合积分滑模和全局滑模控制方法的优点,设计了一种全新的导弹滑模制导律（SMGL）。在纵向平面内建立考虑攻击角约束的弹目相对运动方程。采用一种新的非线性饱和函数来构造积分滑模面中的积分项,提出了一种新型的非线性全局积分滑模控制方法,解决了传统积分滑模控制中系统暂态性能恶化的问题,降低了系统的稳态误差,保证导弹在有限时间内以更理想的攻击角命中目标,同时使导弹在整个拦截过程中具有很强的鲁棒性。采用动态面控制方法设计了考虑攻击角约束和自动驾驶仪动态特性的导弹全局非线性积分SMGL,基于Lyapunov稳定性准则证明了闭环系统所有状态最终一致有界。与传统线性积分SMGL和偏置比例导引律进行仿真对比,仿真结果验证了全局非线性积分SMGL的有效性和优越性。     

攻击地面机动目标的一种击顶制导策略

针对三维空间导弹和地面机动目标相对运动的非线性模型，将目标运动速度和机动加速度视为有界扰动，设计了一种击顶制导律策略。制导策略分为2部分：第1部分基于弹目视线倾角角速度和偏角角速度反馈，利用非线性系统输入输出线性化方法设计了接近制导律，保证导弹朝向目标运动；第2部分基于弹目视线倾角反馈，利用非线性系统输入输出线性化方法设计了击顶制导律。该制导律在保证弹目视线角速度趋零的同时还可保证视线倾角趋于- 90°，从而实现对目标的垂直打击即击顶。从理论上分析了制导系统的稳定性和精度。数值仿真结果证实该制导律有效。     

基于遗传算法的空地一体化攻击模糊比例导引律

针对空空导弹具有攻击空中目标和地面目标双任务的发展趋势,为满足导弹空地一体化综合作战模式需要,设计了一种适应双任务空空导弹作战需要的攻击导引律。在三维比例导引律的基础上,根据导弹和目标状态信息,利用遗传算法求解最优模糊控制规则;利用模糊控制来控制导引律在空间三轴的比例系数分量,从而建立了一种适应空地一体化攻击模式的导引律;通过仿真实验对空地一体化攻击导引律和传统三维比例导引律进行了对比。仿真结果表明：所设计的导引律能兼顾双任务攻击方式,且在对地面目标打击时具有更大的命中落角,更加适应空地一体化攻击作战模式。     

Optimal Gliding Guidance of Vertical Plane for Standoff Released Guided Bomb Unit

Optimal gliding guidance for a guided bomb unit in the vertical plane is studied based on nonlinear dynamics and kinematics.The guidance law is designed under minimum energy loss index.To avoid the complexity in solving two-point-boundary-value problems,the steady-state solutions of the adjoint states in regular equations are suggested to be used.With these considerations,a quasi-closed,optimal gliding guidance law is obtained.The guidance law is described by the angle of attack in a simple nonlinear equation.An iterative computation method can be easily used to get the optimal angle of attack.The further simplified direct computation algorithm for the optimal angle of attack is also given.The guidance properties are compared with those of maximum lift-to-drag angle of attack control.The simulation results demonstrate that the quasi-closed,optimal gliding guidance law can improve the gliding phase terminal performance with significant increase in the altitude and much little decrease in the speed.     

Design of Neural Network Variable Structure Reentry Control System for Reusable Launch Vehicle

A flight control system is designed for a reusable launch vehicle with aerodynamic control surfaces and reaction control system based on a variable-structure control and neural network theory.The control problems of coupling among the channels and the uncertainty of model parameters are solved by using the method.High precise and robust tracking of required attitude angles can be achieved in complicated air space.A mathematical model of reusable launch vehicle is presented first,and then a controller of flight system is presented.Base on the mathematical model,the controller is divided into two parts：variable-structure controller and neural network module which is used to modify the parameters of controller.This control system decouples the lateraldirectional tunnels well with a neural network sliding mode controller and provides a robust and de-coupled tracking for mission angle profiles.After this a control allocation algorithm is employed to allocate the torque moments to aerodynamic control surfaces and thrusters.The final simulation shows that the control system has a good accurate,robust and de-coupled tracking performance.The stable state error is less than 1°,and the overshoot is less than 5%.     

GPS/INS组合制导弹药空中对准的初始滚转角估计新算法

GPS/INS组合制导弹药从常规平台发射后需要在空中重新对准时,滚转角的初值难以获得.为解决该问题,分别针对弹体倾斜稳定和低速旋转两种情况,提出了估计初始滚转角的新算法.从姿态运动学方程出发,推导了弹体滚转角与横向角速率、姿态角速率之间的关系式,利用角速率陀螺测量值和GPS的速度测量值,基于最小二乘估计方法,可获得滚转...     

基于直线直流电机的无人机发射技术研究

研究将直线直流(DC)电机原理应用于无人机(UAV)发射技术,选择了永磁无刷直线直流电机(PMBLDCM)作为动力源,设计了新概念UAV发射器的模型,对UAV导轨起飞运动学进行了分析。通过实例的计算数据比较,确定了基于PMBLDCM的UAV发射技术是可行的且优点明显。     

重复使用运载器末端区域能量管理轨迹鲁棒性分析

为研究重复使用运载器末端区域能量管理段下滑轨迹线的鲁棒性,提出一种基于质点动力学的轨迹鲁棒性分析方法。首先给出基于质点动力学的轨迹设计方法,根据轨迹设计的原理,提出TAEM轨迹鲁棒性的概念,给出了影响TAEM轨迹鲁棒性的不确定性因素。然后定义了能量梯度,将能量梯度作为评价能量积累和消耗能力的指标,并分析了影响能量梯度的主要因素。接着给出了末端区域能量管理轨迹鲁棒性的分析方法。最后,以某重复使用运载器( RLV)为例,分析了建模不确定性对能量走廊和标称轨迹剖面的影响。     

基于整数域改进粒子群优化算法的多平台武器目标分配

武器一目标分配( WTA)问题是军事运筹学中经典的NP完全问题,其模型为非线性整数规划模型,包含多种约束条件,求解复杂、收敛速度慢,采用改进粒子群优化( PSO)算法求解WTA问题.在建立WTA最优化分配模型的基础上,提出了一种针对多约束WTA问题的粒子编码方案及模型的适应度函数,解决了粒子的整数域初始化问题.采用粒子...