大气层外弹道导弹中段拦截弹道规划

为解决反导拦截弹道快速规划问题,依据椭圆弹道理论与二体理论提出一种弹道导弹中段拦截弹道规划模型。在获取目标弹道某一时刻初始位置和速度状态信息基础上,利用椭圆弹道理论建立目标飞行位置与飞行时间的关系,实现对遭遇点位置信息的预测;根据拦截弹发射点位置以及预测遭遇点位置,利用Lambert方程在飞行时间的约束下解算拦截弹的状态信息,从而建立拦截弹的弹道规划模型;使用MATLAB软件仿真验证拦截弹规划模型的有效性。该模型为中段拦截弹道规划设计提供了一种思路和方法,并且在相应的约束条件下规划的拦截弹道在理论上能够满足中段反导拦截作战要求。     

临近空间高超声速导弹弹道特性分析

对美国X-51A四次飞行试验进行综合研究,在X-51A飞行轨迹的基础上,利用数值方法研究初始高度、速度及爬升角对未来高超声速导弹弹道的影响,分析了临近空间高超声速导弹各阶段弹道特点,最后在MATLAB环境下进行临近空间高超声速导弹弹道仿真,分析了目标速度、高度、飞行时间和水平距离之间的相互关系,为后期有针对性拦截临近空间高超声速导弹提供参考。     

临近空间目标拦截弹弹道设计与验证

针对临近空间高超声速目标拦截弹弹道方案进行了设计和验证.首先,论述了临近空间高超声速目标拦截弹弹道设计的必要性,以临近空间飞行器高抛-再入-滑翔方案为参考设计弹道,将全弹道分为主动段和滑翔段分段建模;然后,根据主动段、滑翔段分别以射程最远、末端速度最大为性能指标,通过飞行过程分析约束条件,建立弹道优化的最优控制模型;最...     

高超声速滑翔飞行器长期轨迹预测问题探讨

为给高超声速滑翔飞行器态势与威胁评估、反导拦截提供先验知识,探讨基于状态估计和意图推断的长期轨迹预测方法。对飞行器的控制特性进行阐述,分析了长期轨迹预测的可行性。针对飞行器机动不确定的问题,综合考虑飞行器当前状态和作战意图,阐述了长期轨迹预测的基本思想。最后,分别从预测模型构建、预测误差修正、制导规律辨识和意图信息推断四个方面讨论了飞行器长期轨迹预测的关键技术。     

临近空间高超声速飞行器轨迹预测方法研究进展

临近空间高超声速飞行器轨迹预测对其自身制导控制与对其防御拦截均具有重要意义.本文从合作与非合作两个角度对临近空间高超声速飞行器轨迹预测中采用的常用方法进行了分析,在合作飞行器的轨迹预测中,重点结合飞行器预测校正制导过程对解析法与数值法进行了归纳与分析;在非合作飞行器的轨迹预测中,主要分析了基于运动模型预测、基于概率密度...     

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...     

高超声速飞行器巡航段拦截作战需求分析

运用高超声速动力学和系统分析等理论和方法,分析了高超声速飞行器的主要性能特点、航路特点和拦截特点,指出其巡航段飞行时间长、航迹最平稳,巡航段拦截是最有效、最理想的拦截方式。提出巡航段拦截方法,并依此分析了传统防御系统存在的不足。最后,概括总结出高超声速飞行器巡航段拦截预警探测、指挥控制、拦截打击方面的能力需求。     

针对高速机动目标的三维非线性微分对策制导律

为有效拦截高超声速飞行器,提出了一种基于预测控制的三维微分对策制导律。该制导律将高速机动目标拦截末制导过程抽象为以视线角速率和燃料消耗为性能指标的零和微分对策问题,以非线性模型预测控制为框架,采用梯度下降法实时求解决策约束型有限时域微分对策,得到最优决策。该制导律能够在满足动态系统高维非线性、机动能力和燃料消耗等要求下,实现对目标的精确拦截; 在与比例导引律燃料消耗相当的情况下,具有末端弹道平直、制导精度高等优点。     

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

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。     

大空域变轨的变结构制导律设计

为了对抗敌方远程舰空导弹的拦截,提高突防能力,反舰导弹的飞行弹道应采用大空域变轨弹道。基于虚拟目标的概念,建立了导弹-虚拟目标的空间追逃模型,设计了一种考虑末端落角约束的变结构制导律。先设置不同的空间虚拟目标,然后,利用所设计的制导律引导反舰导弹去追踪虚拟目标,反舰导弹实现了各种各样的大空域变轨弹道。只要虚拟目标的参数设置合适,在飞行中导弹的各项性能指标都能满足要求。弹道仿真表明,所设计的制导律是很有效的。     

一种变后掠翼导弹弹道快速优化方法

变后掠翼导弹弹道优化问题是一个复杂的多变量优化问题;为了获得变后掠翼导弹飞行弹道,利用Radau伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的射程最远弹道轨迹;选取后掠角和攻角作为优化控制变量,并通过采取一系列实时性保证策略提高算法的计算效率;仿真结果表明:该方法能够快速优化出满足性能指标和约束条件的弹道轨迹;研究结果可为变后掠翼导弹在线重构的实现提供有益参考。     

基于空中机动目标拦截的制导和引信及战斗部一体化设计研究

为实现对空间机动目标的可靠拦截,研究防空导弹制导盲区情况下常规破片战斗部的制导和引信及战斗部一体化设计方法。在已知目标最大机动能力作为先验信息条件下,通过目标最大机动能力估计制导盲区内目标潜在运动的状态集合;建立破片飞散的数学模型,根据目标状态集合和破片飞散特性求解防空导弹最佳交会状态和引信最佳起爆时间;采用Gauss伪普法,以末端弹目相对位置、弹目视线角和速度矢量夹角作为约束,求解导弹实时最优控制输入,使防空导弹到达最佳拦截位置。仿真分析结果表明,所提制导和引信及战斗部一体化设计方法能够实现引信最佳起爆控制和目标可靠拦截,对战斗部设计提供了依据。     

基于固定弹道的空间拦截发射点快速选择研究

针对地基导弹对空间目标拦截需要选择合适发射点,对于弹道固定的空间目标,对拦截点进行了规划,建立了拦截弹主动段弹道模型和自由段弹道模型,给出了发射点选择模型,采用牛顿迭代算法对所建立的非线性方程组进行了解算.结果表明,所选择发射点能满足空间拦截要求.     

反空空导弹弹道及拦截区解算研究

发射反空空导弹拦截来袭导弹是未来空战时作战飞机的一种重要自卫手段。为研究反空空导弹的拦截性能和计算其有效拦截区,推导了敌方飞机、来袭导弹、自卫飞机和反空空导弹的数学模型,建立了来袭导弹攻击自卫飞机和反空空导弹拦截来袭导弹的空战仿真平台,解算了反空空导弹的拦截区。仿真结果表明,典型空战条件下,反空空导弹对来袭的中远程空空导弹存在有效的拦截区,反空空导弹拦截区的大小与反空空导弹性能、发射前置角、自卫飞机的规避机动、来袭导弹发射距离等因素密切相关,在拦截区内发射反空空导弹,能够极大地提高自卫飞机的战场生存能力。     

助推滑翔导弹对地攻击快速下压弹道设计

为了研究助推滑翔导弹针对地面固定目标的快速打击方法,通过受力分析,提出一种新的弹道下压段俯冲弹道模型。采用翻身下压的飞行方式,使导弹主升力面朝下,弹道下压过程中以正攻角下压为主,延后并缩短了负攻角的使用时间,获得了更快的弹道下压速率。以美国CAV-H为研究对象,利用高斯伪谱法进行弹道仿真计算,并与传统弹道下压方式进行对比。结果表明,与传统弹道下压方式相比,翻身下压具有更高的弹道下压效率及在高速飞行的高热流区保持正攻角飞行的特点。对于采用腹部防热设计的助推滑翔导弹,在实现弹道快速下压的前提下,有效杜绝了热流向背部蔓延,提高了俯冲攻击过程中导弹的安全性。     

基于有控方案的超声速火箭靶弹平飞弹道设计

考虑基于无控方案实现火箭靶弹平飞弹道存在诸多不利因素,提出了一种通过在原型弹上加装鸭舵和简易控制装置实现火箭靶弹平飞弹道的设计思路,并对总体方案进行了阐述。最后根据气动特性数据和弹体结构数据,仿真计算了靶弹在不同条件下的飞行弹道,并结合计算结果对供靶方案进行了分析。仿真结果表明:通过选择不同的发射角和控制舵偏角程序,能够使靶弹获得相对平直的飞行弹道。     

空基动能拦截弹制导控制系统建模与仿真

为研究用于弹道导弹助推段拦截的空基动能拦截弹的制导控制系统,探讨了弹道导弹助推段拦截的作战过程,建立了弹道导弹助推段飞行的弹道模型;根据弹道导弹在助推段的飞行特点,建立了动能拦截弹制导控制系统模型,其中包括拦截弹结构模型、动力学与运动学模型、相对运动模型、传感器测量模型、复合制导模型和直接力/气动力控制模型。在Matlab/Simulink环境下开发了弹道导弹助推段拦截的数字仿真系统,并对仿真结果进行了分析。仿真结果验证了模型的合理性,可为空基拦截弹制导控制系统的设计提供参考。     

基于分布式并行伪谱-神经网络算法的双脉冲导弹多阶段协同轨迹优化

为求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题,并考虑将分离的发动机壳体投送至安全区域,提出一种基于高斯伪谱法和人工神经网络的分布式并行算法。针对双脉冲导弹两级脉冲的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个阶段;为预测分离发动机壳体的落点位置,建立射程预测函数,并利用人工神经网络对该函数进行离线拟合,以提高预测速度;在分布式并行算法中各导弹并行独立求解最优轨迹,并引入飞行时间下界约束保证导弹飞行时间一致性。通过两个仿真算例,将该分布式并行算法与集中式算法进行了比较,仿真结果表明,所提的分布式并行算法对于求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题可得到更优的性能指标,以及更高的求解效率。