再入飞行器仿真系统设计与实现

文中根据机动再入末制导技术的特点,利用面向对象思想,设计了再入飞行器的仿真框架。在该框架中,状态变量及对应的右函数、空气动力、惯性测量系统、速率陀螺、导航方程、导引方程、执行机构等均作为独立的对象建模,坐标变换等常用算法也利用面向对象技术实现。在此基础上,利用VC＋＋6．0语言开发了再入飞行器仿真系统,可以支持再入飞行器的分析、设计、试验等不同背景下的飞行性能仿真。     

过载限制条件下升力体再入大气层弹道优化设计

研究了升力体航天器再入大气层的弹道优化设计问题,提出了过载约束条件下再入弹道的优化设计思路,给出了最优弹道随高度变化的绕速度轴滚转角大小的计算方法.算例表明,从过载变化规律、高度变化规律及再入飞行总时间方面看,该文提出的弹道优化设计方法明显优于传统的设计方法.     

复合制导再入机动弹头再入误差分析

根据融合了干扰因素的再入机动弹头再入段六自由度弹道方程,研究了一种基于变化的再入干扰量偏导数矩阵和弹道参数偏差的参数估计方法,由再入干扰方程求得辅助导航系统开始工作前每一时刻的再入误差值.理论推导和仿真结果表明,该再入误差分析方法是合理的,分析结果在估算结果范围之内,气动干扰是再入误差的主要影响因素.     

再入机动弹头速度方向制导律设计及仿真

建立了再入机动弹道模型,设计了基于非线性系统精确线性化理论的再入机动弹头速度方向的时变最优制导律,实现了机动弹头速度方向的控制,通过三自由度机动弹道仿真证明该制导律是可行的。     

再入飞行器中制导段微分对策式主动机动方法研究

针对再入飞行器滑翔中制导段的主动机动反拦截问题,提出了一种基于微分对策解析解的主动式机动反拦截制导方法。通过对博弈双方相对运动的建模分析,构建脱靶量和能量消耗相关的对策性能指标,在合理假设的基础上求解出基于微分对策理论的解析制导指令;在比例导引拦截器逆轨前置拦截的博弈场景下,基于CAV-H飞行器数学模型进行仿真校验,将所设计制导方法与无机动、正弦机动等情况进行反拦截效果的对比分析,验证该算法具有更强的机动性能,造成的最终脱靶量大、反拦截一方制导指令波动小,且算法结构简单、易于工程实现。最后,针对微分对策制导律在不同过载限制下的飞行状态进行仿真分析,认为在实际工程应用中应综合考虑飞行器能量消耗和机动反拦截效果,限定需用过载幅值,实现有效机动反拦截的同时,尽可能降低飞行器自身能量消耗。     

基于轨迹线性化的再入机动飞行器控制器设计

研究了再入机动飞行器（maneuvering re—entry vehicle,MRV）的建模与控制问题。MRV通常以大倾角进入大气层后,执行上拉机动转入平飞,它的数学模型相比弹道再入式飞行器更具有高度非线性和耦合特性。建立了MRV的6自由度数学模型,包括用Missile Datcom气动计算软件生成了飞行器的气动力和力矩参数。接着基于轨迹线性化控制（traiectory lineariztion control,TLC）,研究了MRV的非线性飞行控制器设计。基于奇异扰动原理,将MRV飞行控制系统分为内外两个回路,并且为两个回路都设计了轨迹线性化控制器。轨迹线性化方法将动态逆设计和线性时变调节器结合在一起,使闭环系统沿标称轨迹获得鲁棒稳定性和鲁棒性能。数字仿真表明设计的TLC控制器可以使MRV准确跟踪上拉机动指令,并对系统未建模特性和参数不确定性具有一定的鲁棒性能。     

再入飞行器高空机动飞行的最优制导律分析

研究了在降弧段进行高空机动的再入飞行器最优制导律。给出了一种新的飞行器运动数学模型和这一模型下的最优制导律以及再入飞行器发动机工作时间、过载系数和估算方法。解算结果表明，该模型和制导律可用于再入飞行器的高空机动飞行控制。     

战术弹道导弹再入段机动弹道仿真研究

战术弹道导弹（TBM）再入机动减速是末制导系统的设计需求,为了分析机动减速对突防的影响,在现有导弹突防系统的基础上,利用目标控制法给定了升力的变化规律,建立了再入机动弹道数学模型,编制了再入段机动弹道仿真软件.仿真结果表明,系统能完成多弹道并行仿真,该机动程序满足突防仿真的要求.     

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。     

再入机动弹头控制系统六自由度仿真

使用制导和姿态控制系统一体化的设计思想，建立了弹头六自由度仿真的数学模型，实现了连续系统与离散系统的混合仿真．使用Visual C＋＋语言开发了仿真软件，经过仿真试验．证明该模型与传统三自由度模型相比更精确、更符合实际，验证了仿真系统的可信性。     

国外轴对称再入飞行器中段机动策略研究

生存概率是轴对称再入飞行器一项重要性能指标,为了提高其生存概率,以国外轴对称再入飞行器在飞行中段机动变轨全剖面为研究对象,构建中段机动规划问题的数学模型,提出适应于攻防对抗的程序机动策略、躲避机动策略以及弹道回归机动策略。仿真算例表明：提出的中段机动规划策略合理可行,有效改变了弹道运动轨迹,提高了突防概率,对工程应用具有一定的参考价值。     

浅析再入机动飞行器十字布局与叉字布局的气动特性差异

利用典型状态的风洞试验结果对十字布局与叉字布局再入机动飞行器的气动特性进行了分析也比较。研究结果表明，叉字布局的静稳定裕度变化范围大于十字布局，机动配平能力高于十字布局，升力、升阻比与十字布局相当，舵面控制效率大于十字布局，舵前缘压力与十字布局相当，舵面压力则远大于十字布局，俯仰、偏航、滚转控制的气动交连耦合影响比十字布局严重。     

基于大气预估的再入飞行器机动减速制导方法

背景噪声和混响干扰是声纳目标探测中的主要干扰源,如何有效地减小它们对声纳工作特性的影响一直是水声信号处理关注的焦点。利用Volterra 级数理论,建立水声信号的非线性动力学模型,通过对水声信号的局部预测,实现对背景噪声的降噪和混响干扰的抑制。结合二阶Volterra 自适应滤波器和基于奇异值分解的自适应滤波算法,分别采用直接法和迭代法完成了对水声信号的一步及多步预测。仿真结果表明,基于Volterra 级数模型的水声信号迭代预测方法比直接法不仅具有更好的预测性能,而且还可以实现多步预测。     

用有限升力控制的最优再入机动

本文应用格林理论来求得最优升力控制,即在最大升力系数有限制的情况下,在规定的初始和最终高度和飞行路线角之间控制高速飞行器的再入。要求极值的性能指标是最终速度、距离、时间或热输入。对问题的阐述引向线性控制,而且最优机动包括最大升力/最小升力或最小升力/最大升力的非单一路线。导出用这样的系列可达到的最终状态的条件。只考虑下降或上升弹道。推导解析解和确定转接点的位置和各子弧段的次序。用图形提供参数研究的无量纲形式结果。     

平面再入机动弹道经验公式设计法

在最佳弹道设计法的基础上,提出了一种新的机动弹道设计法-经验公式法;给出了各拟合系数的求法;通过仿真计算表明该方法计算简单,而且能设计出接近于最佳的机动弹道.     

再入飞行器攻击慢速活动目标的制导方案研究

研究了再入飞行器攻击海上慢速活动目标的制导方案。首先介绍了目标的初始侦察定位系统 ;然后对再入飞行器攻击活动目标可以采用的导引头以及高空探测系统进行了分析 ;最后对再入飞行器降弧段的制导规律进行了研究。针对目标的最大逃逸范围 ,提出了高低空复合制导方案 ,仿真结果表明方案是可行的     

再入飞行器最优减速研究

针对飞行器再入时,再入速度太高的问题,就再入飞行器的减速控制问题进行了研究,对减速的目的、意义及方法进行了探讨,并分析了攻角的变化与减速增程的关系,并在此基础上应用现代最优控制理论对平面再入减速控制进行了最优设计,提出了以再入时间为性能指标的最优控制方法,进行了数学仿真。结果表明,这种方法不仅可以达到减速的目的,而且可以增程,具有一定的实际意义。     

空天飞行器再入姿态控制研究

为满足空天飞行器在再入过程中各种约束条件,对其再入段的姿态控制进行研究。以HORUS-2B 飞行器 为研究对象,根据飞行器的舵面偏转特点,建立纵向非线性模型,通过对再入过程的约束条件分析,选定合适的初 始攻角,对切换控制律进行设计,通过经典控制与模糊控制相结合的方式来整定控制参数,并进行仿真验证。仿真 结果表明：控制系统能够很好地对攻角和过载进行控制,并具有很好的鲁棒性,能抑制不确定性的影响。     

飞行器大角度机动的可变结构控制

本文运用可变结构控制理论的基本原理研究飞行器的大角度机动问题。在简化飞行器动力学模型的基础上,研究出一种控制规律,这种控制规律能使状态在状态空间内跟随特定的轨线(所谓的滑动模)。通过解简化空间里提出的最优控制问题,可以获得滑动模,其解是飞行器的角速度为姿态变量的函数(即本文中的欧拉参数或四元数)。研究表明,沿着滑动模的运动对参数的变化和未建模的影响是不敏感的。     

弹道式再入飞行器零射程线技术研究

在介绍了零射程线基本概念的基础上,提出了3种常用的零射程线工程算法,并基于其中的迭代方法,采用弹道仿真手段,分析了影响零射程线方向的主要因素,给出了零射程线技术的应用途径,并对零射程线技术后续研究方向进行了展望.