基于伪谱方法的机动弹道优化研究

文中从多约束最优控制的角度对最优机动弹道进行了研究。首先建立无量纲化的弹道动力学方程组并提炼出关键性能参数;其次使用Legendre伪谱方法将多约束的机动弹道优化问题转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划方法进行求解。优化算例结果表明文中的优化模型与优化方法是合理可行的。此外,对弹道模型性能参数与最优机动射程之间的关系进行分析,结果表明:最大升阻比对机动射程影响较大,参考升重比对机动射程具有一定影响。     

基于Radau伪谱法的制导炸弹最优滑翔弹道研究

基于Radau伪谱法求解最优控制问题的原理,研究了滑翔型制导炸弹的最大射程优化问题。对制导炸弹动力学模型进行了无量纲化处理,结合极小值原理推导了最优控制轨迹的解析解和一阶必要性条件,采用Radau伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,基于协态映射原理给出了数值解的最优性验证方法。仿真结果表明,Radau伪谱法能够提供具有工程应用价值的最优解,与常规的最大升阻比滑翔弹道相比,优化后的弹道射程增加10%以上。     

助推滑翔弹道分段优化对比研究

针对助推滑翔弹道优化设计中存在的不足,以全程在大气层内机动飞行的导弹为研究对象,采用两种不同的优化方案,对得到的最大射程弹道进行对比研究。基于hp-自适应Radau伪谱法,实现了最大射程弹道仿真计算,且采用整段优化得到的最大射程弹道比分段优化拼接得到的最大射程弹道远。结果验证了整段优化算法的有效性,同时说明以最大机械能分段能够反映速度大小对射程的影响,但不包含速度方向。为后续分段优化时,改进分段方法和工程上全弹道一体化设计与优化提供了一种新思路。     

基于最大升阻比的制导炸弹弹道设计方法

针对制导炸弹无动力飞行特点和多数增程方法计算量大的问题,提出了基于最大升阻比的制导炸弹弹道设计方法。该方法通过控制俯仰舵偏角来调节攻角的大小,使弹体产生向上的升力从而实现增程。仿真结果表明:采用最大升阻比法设计的滑翔增程弹道计算量小,增程效果显著,制导炸弹射程是常规航空炸弹的3倍。     

助推-滑翔导弹最大射程优化

对助推-滑翔导弹弹道进行数值优化有利于提高综合飞行能力,针对此问题,给出了一种求解其最大射程弹道的整段优化方法,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型.在考虑攻角、法向过载、分离点衔接及落地条件等约束下,应用序列二次规划法求解了最大射程弹道.结果表明,助推-滑翔导弹比常规弹道导弹射程显著提高,其最优弹道有效地提高了射程和突防能力.     

高超声速变后掠翼战术导弹概念设计与弹道优化

针对日益复杂的战场环境对飞行器性能的需求,为了进一步拓宽现有飞行器的性能包线,研究了一种基于剪切变后掠翼的概念飞行器。分析了这类变后掠翼飞行器不同后掠角的升阻比特性,提出了保持最优气动特性滑翔飞行的攻角和后掠角变化的一般规律。采用Radau伪谱法(RPM)分别对可变后掠翼飞行器与固定翼飞行器的弹道以最大射程为目标进行优化,结果表明剪切变后掠翼战术导弹射程最优弹道具有明显的优势,且后掠角、攻角的优化结果与气动特性分析得到的规律一致。     

固冲发动机导弹方案弹道设计与优化

文中针对以固冲发动机为动力装置的导弹弹道特性与推力特性高度耦合的特点,建立了相应的方案弹道优化模型,并采用基于遗传算法与序列二次规划算法的组合优化方法,以最大射程为目标进行内外弹道一体化优化设计.弹道仿真结果表明:所得到的优化后的飞行弹道方案,在满足飞行条件约束和发动机设计约束的情况下,射程提高了约21.7％.从而验证了所用优化方法的有效性以及一体化优化设计的必要性.     

非均匀参数化方法在弹道优化中的应用

为获得最优滑翔方案弹道,基于制导炮弹质点弹道模型、飞行状态约束条件与最大射程目标函数,建立了增程弹道优化模型。针对传统的均匀参数化方法难以精确逼近最优弹道的问题,将控制时域非均匀离散化,各时间段长度作为优化参数。采用变尺度的非均匀参数化方法和序列二次规划方法相结合,对滑翔方案弹道进行优化。仿真结果显示:相比传统方法,该方法设计的方案弹道的射程更远、终端速度更大,具有更强的弹道性能优势。     

一维弹道修正引信阻尼弹道系数的优化与仿真

首先分析了影响一维弹道修正引信阻尼弹道系数选取的主要因素，提出了弹道解算时间和最大射程修正量的确定是计算最佳阻尼弹道系数的前提。最大射程修正量与射程扩展量相关联，在充分考虑射击诸元散布、修正前距离散布和修正后距离散布的基础上，提出了确定射程扩展量和最大射程修正量的基本公式，基于最佳阻尼弹道5纱数确定方法，给出了阻尼弹道第数仿真程序流程图，并列出了对某型号炮弹道进行仿真的计算结果。     

一种多目标约束下的主被动段弹道联合优化方法

针对助推-滑翔式弹道导弹,提出一种主被动段弹道联合优化设计方法,并以多目标约束下的最大射程弹道设计为例,讨论了联合优化设计过程中所需解决的一些关键问题.仿真结果表明,相比于分段优化设计方法,联合优化方法所设计出弹道性能指标有明显提高.     

再入滑翔式飞行器弹道特征与乘波构型设计

再入滑翔式飞行器是一种新型的远程快速精确投送工具.研究了滑翔式飞行器与常规再入飞行器的弹道特征;分析了速度倾角和升阻比对射程、高度和飞行时间的影响;建立了滑翔式飞行器对高升阻比的设计需求;采用改进的遗传算法开展了锥导乘波构型的多目标优化设计研究;并通过数值模拟和风洞实验分析了优化外形的气动性能.研究表明,高升阻比是滑翔式飞行器实现远程、快速、精确打击和机动能力的重要决定因素,乘波构型是实现高升阻比气动布局的有效手段;考虑到实际应用,需要综合升阻比、容积率和容积等要求进行多目标优化设计.数值模拟和风洞实验表明优化设计外形具有较好气动性能.     

机载火控计算机中子母弹弹道系数输入值的优化

文中首先建立了一定坐标系下的航空子母弹的运动微分方程组，并将它作为航空子母弹弹道系数值优化的数学模型，然后分别计算弹道系数为准确值和近似值时的航空子母弹的射程，把相应的射程分别作为准确值和近似值，并计算射程的误差大小，最后根据射程误差确定输入机载计算机的弹道系数的优化值。     

地面火炮射程的外弹道优化设计

本文以射程为优化目标,对火炮弹丸在全弹道上从气动力、外弹道等诸性能方面进行了系统综合优化,同时,对火炮、弹丸外弹道优化理论中的一些问题进行了探讨,建立了优化设计数学模型,并采用数学规划方法求解,编制了相应的计算程序。利用该计算程序,只要根据下达的设计任务输入一些已知参数(如炮口能量、膛线缠度等),就可对弹丸最大射程的外弹道优化设计进行计算,给出最佳的弹重、初速、弹形参数等主要设计参数。文中还对175mm火炮弹丸进行了优化设计计算,并与原方案进行了比较.另外,利用该程序还可进行优化计算在满足一定射程时所需的最小炮口能量。     

滑翔制导炮弹气动-弹道综合优化方法

针对滑翔制导炮弹的气动、弹道设计问题,为有效提高炮弹的滑翔性能,本文研究了一种气动-弹道综合优化方法。该方法采用工程算法进行气动分析,采用自适应配点的Radau伪谱法进行弹道分析,可综合考虑气动外形的静态参数优化和滑翔过程中攻角控制规律的动态优化;利用Kriging模型建立了炮弹外形参数和性能指标(如射程、飞行时间等)之间的映射关系,实现了外形优化和弹道优化的紧密耦合,并利用组合加点准则不断更新模型直至收敛得出最优外形和最优弹道。本文分别以射程最大和飞行时间短/控制能量消耗小为目标函数,对某滑翔制导炮弹的鸭舵、尾翼外形参数进行综合优化。仿真结果表明,相较于基准方案,综合优化方案有着更优异的弹道性能,其中Opt-1方案使射程提高了37.8%, Opt-2方案在攻击固定目标时能有效减少飞行时间并使控制能量消耗降低46%,验证了该气动-弹道综合优化方法的可行性和有效性。     

固体运载器大气飞行段内弹道优化设计研究

为提升固体运载器射程能力并改善复杂大气飞行段的姿态控制、载荷条件,以射程最大为目标,利用离散化方法建立了内弹道优化设计模型。通过等比调节与值域调控的迭代处理方法,将有约束优化模型转化为无约束优化模型。以自适应差分进化法开展优化仿真。仿真结果表明,固体运载器内弹道推力曲线采用“前高后低”的形式将有利于提高射程,并对改善大气飞行段飞行环境具有积极意义。研究成果可为固体运载体总体方案论证提供借鉴。     

地球自转对弹道导弹射程影响的动力学分析及运动学仿真

为分析地球自转对弹道导弹射程的影响,文中通过发射系下的动力学分析,讨论了自转影响在不同弹道形状下的变化规律:随着关机点弹道倾角的增大,自转引起的落点变化将由偏东逐渐变为偏西;结合惯性系下的运动学仿真,验证了上述规律;最后根据最大射程弹道关机点速度倾角的一般范围,得出了自西向东发射有助于增大导弹最大射程能力的结论。     

虚拟导引方法在再入滑翔弹道优化中的应用研究

针对飞行器再入大气层后的滑翔弹道,建立了飞行动力学模型,采用设置虚拟目标的导引方法进行优化。提出了几种调控弹道形式和射程的途径,并结合具体算例进行了弹道仿真,具体分析了虚拟目标位置、比例导引系数、攻角等参数对弹道弯曲程度、过载、热流、射程等方面的影响规律,说明综合考虑这些因素可得到理想的弹道优化的结果。     

滑翔飞行器多投放条件下飞行性能优化

滑翔飞行器一般可在较大空域和速域范围内的多种条件下投放使用。为综合提升滑翔飞行器多投放条件下的射程,以飞行性能分析中的最大射程分析为核心,兼顾最大射程的制导控制系统设计实现问题,建立包含几何外形、气动、结构质量和飞行性能4个学科的多学科分析模型。前3个学科主要为飞行性能分析提供必要的数据支持;飞行性能学科模型则在控制系统、弹道和制导律设计基础上,采用弹道仿真进行最大射程分析。针对滑翔飞行器增程优化对满足约束的初始设计方案需求,以美国联合防区外武器为参考,设计了满足约束的初始方案。在此基础上,对初始方案进行多投放条件下飞行性能分析。结果表明：初始方案的飞行性能与联合防区外武器的实际能力接近;调用多学科分析模型用于增程优化中不同设计方案的评价,最终方案的综合射程得到一定提升。     

炮弹外弹道相似特性的模拟仿真研究

用外弹道相似性理论和模拟验证试验进行外弹道优化验证是分析研究中大口径炮弹外弹道特性的有效方法之一。文中通过对某型弹丸外弹道特性的相似仿真计算和相似模拟验证试验结果表明,弹丸在结构满足外弹道飞行稳定要求的前提下,最大地面射程密集度数据跳动属正常散布,阻力曲线＂反弹＂现象与弹丸结构无关。     

求解滑翔增程弹较优舵偏角方法

文中阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹在纵向平面内的弹道模型,分别采用序列二次规划法和最大升阻比法,对俯仰舵面的较佳控制过程进行了分析,仿真计算表明,序列二次规划法优化得到的俯仰舵偏角规律较优,适用于滑翔增程弹求解俯仰舵偏角的后期优化工作;最大升阻比法所求得的俯仰舵偏角规律较差,但其方法及求解过程简单,适用于滑翔增程弹前期的论证工作.