跳跃式弹道性能分析

利用数学仿真计算了由重力、攻角等因素引起的跳跃式弹道的速度损失,分析了跳跃式弹道速度利用率、射程和突防能力等性能,并与抛物线弹道进行了比较.结果显示,相比于抛物线弹道,跳跃式弹道的速度利用率、射程有所降低,但其包括助推段、飞行中段,再入段在内的全程突防能力都显著提高,且在总冲量保持不变的情况下.通过合理分配推力、工作时间和攻角,可以最大限度地达到速度利用率、跳跃幅度和射程的最优效果.     

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。     

确定射程弹道修正弹阻力器展开时刻的算法研究

用增阻系数的概念,建立了增阻式射程弹道修正弹的质心运动方程组。对弹丸的纵向速度和纵向加速度进行了理论分析和数值仿真试验,得出了在弹道末段弹丸的纵向加速度保持不变的结论。并据此分析了阻力器作用时间与作用距离及修正距离的关系,指出了阻力器作用距离和修正距离均与阻力器作用时间呈二次关系,并用计算机仿真验证了这一结果。根据这个结论,用时间修正系数的概念推导了阻力器展开时刻的近似计算公式。为了进一步提高修正精度,提出了采用比例加速收敛的算法,在较少的弹道重复计算次数内达到预定的落点精度。仿真结果表明了这一算法昀正确性与可行性。     

对某吸气式高超声速导弹的航程优化与分析

对某吸气式高超声速导弹的爬升和巡航段航程进行了优化设计。该导弹为面对称构形,采用火箭基组合循环(RBCC)动力系统。利用非均匀有理B样条（NURBS）对设计变量进行参数化描述,得到非线性参数优化问题,并采用遗传算法求解。对马赫数为5、6、7的3种不同巡航速度下的计算结果进行了分析。结果表明,对于燃油经济性而言,该高超声速导弹的巡航速度不宜太高,在相同燃油消耗总量条件下,马赫数为5巡航时的航程最远。     

基于脉冲点火弹头平面机动的被动段弹道设计

机动突防是提高弹道导弹生存能力的重要手段之一.提出了一种基于脉冲点火的弹头平面机动的被动段弹道设计一般方法,该方法不同于经典方法和其他弹头机动弹道设计方法.由这种方法设计出来的弹道是由几条曲线段拼接而成.推出了限制点火约束方程的一种更简单形式,描述了解限制点火约束方程的方法,给出了2个仿真实例.仿真结果显示基于脉冲点火的弹头平面机动可提高导弹抵御反导系统的能力,证明了该方法的可行性.     

助推-滑翔弹道的发展史及基于该弹道的制导武器方案设想

总结了助推-滑翔弹道概念的提出以及基于这种概念的飞行器的发展历史,介绍了当前芰俄关于超声速滑翔跨大气层飞行器的研究动态。同时分析了助推-跳跃滑翔跨大气层飞行制导武器的基本方案和关键技术。为我国发展这种具有很好的突防性能的新型远程攻击制导武器提供有益的参考。     

基于粒子群优化算法的高空风弹道修正技术

风引起的法向气动载荷会破坏飞行器的飞行稳定性。在规划标准轨迹时,以动压与总攻角的乘积表示法向风载,通过改进高空风弹道修正技术,引入预置风场,计算风攻角增量并修正指令攻角,把法向风载最大值作为优化指标。基于改进粒子群优化算法,规划标准轨迹。仿真结果表明,该方法使得法向风载最大值减小33.83%～55.77%,能够增强飞行器的飞行稳定性。     

高超声速飞行试验助推段弹道优化方法

为减小高超声速飞行试验助推段飞行环境的恶劣程度,提出了一种生成三自由度最优弹道的方法。采用基于攻角编码的遗传算法,并用三次样条对攻角-时间历程进行平滑处理。优化过程首先搜索满足窗口参数的可行解,然后以攻角范围、最大动压、最大法向过载等参数为目标函数,以窗口参数为约束,搜索飞行环境恶劣程度最低的最优化弹道。计算结果表明,该算法能够避免理论弹道中存在局部高风险阶段的情况,并具有良好的鲁棒性。     

基于脉冲控制的末段弾道修正弹点火相位优化研究

基于传统脉冲发动机点火控制逻辑,从理论上分析了点火相位特性和剩余误差,发现当脉冲发动机数量不足时,存在着较大的剩余误差。提出了一种在脉冲发动机数量不足条件下,以修正后剩余弹道偏差所需脉冲发动机数量最小为目标的点火相位控制优化策略,并采用6自由度弹道仿真验证了方法的有效性。     

高超声速飞行器多约束多种机动突防模式弹道规划

为了提高高超声速飞行器的突防概率,利用优化理论,规划了多约束5种机动突防模式弹道（3种横向机动方式,2种纵向机动方式）.把连续的控制变量离散为分段常值函数,将最优控制问题转换为参数优化问题,利用序列二次规划方法求解.规划过程中,提出了改进的拟平衡滑翔条件,建立了攻角和倾侧角间的一种约束关系,减少了一个控制变量,而且能够...     

战术弹道导弹弹道仿真建模技术研究

在弹道导弹防御系统仿真中,需对战术弹道导弹的弹道进行仿真。一般而言,近程弹道导弹为抛物线型弹道,中远程弹道导弹为椭圆型弹道。依据上述两种弹道不同的特点,文中对这两种弹道分三段(助推段、自由飞段、再入段)建立了不同的仿真模型。该模型为反导体系的仿真提供了一个较为理想的作战对象,提高了仿真结果的可信度。     

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。     

遗传算法解算弹道导弹再入弹道

基于弹道导弹再入段运动数学模型,提出了预定程序弹道再入突防的方法并进行了遗传算法解算突防弹道的研究。建立了以攻角随再入时间增长的变化量为编码对象的遗传算法模型并进行仿真计算。仿真结果表明,该算法能够实现预定程序再入弹道快速高精度的解算,具有工程的应用价值。     

低速滚转弹道导弹运动模型及变结构姿态控制系统设计

滚转是弹道导弹的一种新的突防手段,在主动段进行滚动飞行,可以减少强激光照射的驻留时间,有效对抗激光反导。导弹滚转会导致控制耦合、惯性耦合和气动耦合,特别由于采用力矢量合成的操纵方式,俯仰和偏航运动不能独立处理。介绍了滚转弹道导弹的推力矢量控制方式和运动模型,设计了一种具有鲁棒性能的变结构姿态控制系统,得到了有益的结论。     

一种战术弹道导弹主动段飞行攻角优化的算法

把最优控制理论的方法应用于弹道导弹的主动段攻角优化问题上，解决了导弹大气飞行运动最优化模型的线性化问题，得出弹道导弹从开始拐弯到主动段飞行结束时燃料最省的理想最优化攻角变化规律，并分析了该优化方法结合实际飞行程序所需考虑的其它因素。     

火星探测器轨道设计与优化技术

介绍火星探测器轨道设计以及优化技术,并对大推力轨道设计方法、小推力轨道设计方法以及借力飞行轨道设计方法等进行综合分析,为未来的火星探测器轨道设计提供参考.     

国外战略弹道导弹的发展现状

介绍了美俄等国战略弹道导弹目前的部署情况和主要改进情况 ,分析了近期国外战略弹道导弹的发展趋向。     

强约束条件下外弹道实时解算算法通用性研究与验证

对基于弹道微分方程的强约束条件下外弹道实时解算算法进行了简要介绍,对其通用性进行了理论分析,并且基于此算法构建的解算模型,对2种穿甲弹进行了在只有射击试验数据的强约束条件下的外弹道解算测试,验证了该算法在具有通用性、强约束性的同时,其解算精度和实时性均可满足当前战车火控系统要求.     

弹道导弹防御预警系统弹道预测误差分析

基于所建立的辅助坐标系,通过一系列坐标变换对弹道导弹中段防御预警系统的弹道预测过程进行了合理分解,有效地简化了预测状态的表达形式和计算过程.在此基础上对跟踪雷达正弦坐标系下弹道预测的误差进行了分析,给出了误差的工程计算方法和蒙特卡洛仿真结果.分析过程和仿真结果表明,利用该方法得到的预测误差与实际预测误差水平相吻合,其计算过程较传统方法简单、高效.     

乘波外形导弹弹道特性分析与优化设计

采用试验设计和CFD方法,分析了钝化后乘波外形导弹的气动性能,建立了乘波外形导弹的空气动力响应面模型,详细分析了弹道初始条件和发动机推力对跳跃式弹道特性和飞行轨迹的影响.在弹道特性分析的基础上,建立了乘波外形导弹跳跃式弹道优化模型,运用多目标粒子群算法对跳跃式弹道进行了优化设计.结果表明,弹道特性和飞行轨迹主要受弹道初始条件的影响;根据设计人员对弹道性能指标的要求,采用多目标粒子群算法求取最优方案弹道的方法是可行的.